СПОСОБ ПОДРЫВА ТАНДЕМНОЙ БОЕВОЙ ЧАСТИ И РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС Российский патент 2009 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке ракетных комплексов, например с носителями на земле.

Известен способ подрыва тандемной боевой части [патент РФ №2233420 от 20.08.02 г. МПК⁷ F42B 15/00], выбранный в качестве прототипа. Как следует из описания патента [стр.6-8], бортовая аппаратура управляемой ракеты осуществляет подрыв тандемной боевой части (БЧ). При этом реализован способ подрыва тандемной БЧ заключающийся в том, что накапливают электрическую энергию, осуществляющую подрывы дополнительной и основной БЧ, а управляют подрывами, соответственно, первым и вторым сигналами, при этом второй сигнал задерживают во времени относительно первого.

Известная управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере [патент РФ №2233420], реализующая известный способ, содержит катушку проводной линии связи, блок рулевого привода с катушками управляющих электромагнитов, предохранительно-исполнительные механизмы основной и дополнительной боевых частей и устройство временной задержки для обеспечения задержки срабатывания основной боевой части (БЧ) относительно дополнительной, введены преобразователь напряжения в постоянное, обрываемая проводная линия связи между ракетой и источником постоянного тока наземной аппаратуры и накопители электрической энергии предохранительно-исполнительных механизмов и устройства временной задержки, при этом входы всех накопителей электрической энергии соединены через обрываемую проводную линию связи с батареей транспортно-пускового контейнера, а также с выходом преобразователя напряжения, вход которого соединен с одной из катушек управляющих электромагнитов блока рулевого привода, а катушки управляющих электромагнитов соединены между собой и с выходом катушки проводной линии связи, вход которой соединен через транспортно-пусковой контейнер с наземной аппаратурой управления.

Как следует из изложенного выше известная управляемая ракета в транспортно - пусковом контейнере содержит управляемую ракету, транспортно - пусковой контейнер и наземную аппаратуру управления, что в целом является ракетным комплексом ["Основы радиоуправления" под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н. М.: Сов. радио, 1973 г., стр.31, рис.1.11].

Кроме того, учитывая, что предохранительно-исполнительные механизмы основной и дополнительной БЧ представляют собой (каждое) последовательно соединенные электродетонатор и накопитель электроэнергии (например, последовательно включенные резистор и конденсатор), то они далее по тексту так и названы, что соответствует их выполняемой функции. Аналогично устройство временной задержки (электронное устройство временной задержки, выполненное в виде последовательно соединенных мультивибратора и электронного ключа) далее названо электронной задержкой.

Недостатком известных способа и устройства является низкая помехоустойчивость электронной задержки из-за переходных процессов при управлении стартом и на стартовом участке, что снижает надежность ракеты, а значит и ракетного комплекса.

Задачей настоящего изобретения (способа и устройства) является повышение помехоустойчивости электронной задержки за счет исключения влияния переходных процессов при управлении стартом и на стартовом участке, что повышает надежность ракеты, а значит и ракетного комплекса.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе подрыва тандемной боевой части ракеты, включающем накапливание на ракете электроэнергии от наземного источника питания через обрываемую проводную линию связи для подрыва дополнительной и основной боевых частей и управление временем подрывов, соответственно, первым и вторым импульсными сигналами, при этом второй импульсный сигнал задерживают во времени относительно первого, дополнительно от наземного источника питания используют электроэнергию, подаваемую на ракету через обрываемую проводную линию связи, для включения двух блокирующих устройств, запрещающих срабатывание основной боевой части, а с момента обрыва проводной линии связи и до момента удаления ракеты на требуемое расстояние от пусковой установки вырабатывают на ракете автономный блокирующий сигнал для включения этих блокирующих устройств.

Ракетный комплекс, реализующий способ подрыва тандемной БЧ ракеты, содержит наземную аппаратуру управления и ракету в транспортно-пусковом контейнере с батареей для питания наземной аппаратуры управления, соединенную через обрываемую проводную линию связи с входами трех накопителей электроэнергии ракеты, причем выход первого накопителя электроэнергии ракеты соединен с первым входом электродетонатора основной боевой части, второй вход которого соединен с выходом электронной задержки, вход питания которой соединен с первым выходом второго накопителя электроэнергии ракеты, при этом выход третьего накопителя электроэнергии ракеты соединен с первым входом электродетонатора дополнительной боевой части, ракета снабжена контактным датчиком и интегрирующей цепью, а электронная задержка содержит входное устройство, первое блокирующее устройство, формирователь задержанного импульса, второе блокирующее устройство и электронный ключ, выход которого является выходом электронной задержки, при этом входное устройство и первое блокирующее устройство соединены последовательно, выход первого блокирующего устройства через формирователь задержанного импульса соединен с первым входом второго блокирующего устройства, подключенного выходом ко входу управления электронного ключа, второй вход электродетонатора дополнительной боевой части соединен с входным устройством электронной задержки и подключен к выходу контактного датчика, первый выход второго накопителя соединен с входом интегрирующей цепи, выход которой объединен со вторым выходом второго накопителя электроэнергии и подключен ко вторым входам первого и второго блокирующих устройств.

Заявленный способ подрыва тандемной БЧ реализуется следующим образом. На ракете накапливают электрическую энергию, например, как в прототипе [патент №2233420], сначала от наземного источника питания наземной аппаратуры управления ракетой через обрываемую проводную линию связи, а затем (после ее обрыва), например, от импульсов электродвижущей силы (ЭДС) самоиндукции, возникающих в катушках электромагнитов блока рулевого привода ракеты. Накопленная электрическая энергия используется для подрыва дополнительной (маломощной) и основной (мощной) БЧ, а управление моментами подрыва осуществляют, соответственно, первый и второй импульсные сигналы, при этом второй импульсный сигнал задерживают во времени относительно первого.

Дополнительно электроэнергию от наземного источника питания, подаваемую через обрываемую проводную линию связи, используют для включения блокировки, запрещающей срабатывание основной БЧ. При этом можно применять непосредственно величину напряжения источника питания, представляющего единичный логический уровень для логических цифровых схем, либо преобразовать ее в нулевой логический уровень (или сигнал близкий по величине к нему). С момента отсутствия электрического сигнала в проводной линии связи, т.е. с момента ее обрыва при старте ракеты и удалении ее на требуемое, например, безопасное расстояние от пусковой установки (от пункта управления), на ракете вырабатывают автономный блокирующий сигнал.

Предлагаемое изобретение поясняется фиг.1 и 2. На фиг.1 приведена структурная электрическая схема ракетного комплекса, реализующего заявленный способ, где 1 - наземная аппаратура управления (НАУ), 2 - транспортно-пусковой контейнер (ТПК), 3 - батарея, расположенная в транспортно-пусковом контейнере (Б), 4 - обрываемая проводная линия связи (ПЛС), 5а, 5б и 5в - первый, второй и третий накопители электрической энергии (соответственно, НЭ1, НЭ2 и НЭЗ), 6 - контактный датчик (КД), 7 - интегрирующая цепь (ИЦ), 8 - электронная задержка (ЭЗ), 9 - электродетонатор основной б.ч. (ЭДО), 10 - электродетонатор дополнительной БЧ (ЭДД), 11 - входное устройство (ВУ), 12а и 12б - первое и второе блокирующие устройства (БУ1 и БУ2), 13 - формирователь задержанного импульса (ФЗИ), 14 - электронный ключ (ЭК),

На фиг.1 вторые выводы по питанию элементов и блоков 1, 3, 4, 5а, 5б, 5в, 6, 7 и 8 соединены, например, с корпусом.

На фиг.2 приведены в качестве примера выполнения принципиальная электрическая схема второго накопителя электроэнергии 5б и интегрирующей цепочки 7, где R1 и R2 - резисторы, D1 - стабилитрон, С1 и С2 - конденсаторы.

Заявленный способ содержит батарею 3, запитывающую наземную аппаратуру управления 1. Батарея 3 через обрываемую проводную линию связи 4 соединена со входами первого 5а, второго 5б и третьего 5в накопителей электроэнергии. Выход первого накопителя электроэнергии 5а соединен с первым входом электродетонатора основной БЧ 9, второй вход которого соединен с выходом электронной задержки 8, вход питания которой соединен с первым выходом второго накопителя электроэнергии 5б. Выход третьего накопителя электроэнергии 5в соединен с первым входом электродетонатора дополнительной БЧ 10, второй вход которого соединен со входом входного устройства 11 и выходом контактного датчика 6. Выход входного устройства 11 соединен с первым входом первого блокирующего устройства 12а, выход которого через формирователь задержанного импульса 13 соединен с первым входом второго блокирующего устройства 12б. Выход второго блокирующего устройства 12б соединен со входом управления электронного ключа 14. Первый выход второго накопителя электроэнергии 5б соединен со входом интегрирующей цепи 7, выход которой подключен ко вторым входам обоих блокирующих устройств 12а, 12б и ко второму выходу второго накопителя электроэнергии 5б.

Примеры выполнения второго накопителя электроэнергии 5б и интегрирующей цепи 7 приведены на фиг.2. Наземная аппаратура управления 1, транспортно-пусковой контейнер 2, в котором до старта расположена ракета, батарея 3, расположенная в транспортно-пусковом контейнере 2, первый 5а и третий 5в накопители электроэнергии и электронный ключ 14 аналогичны прототипу. Электродетонаторы основной БЧ 9 и дополнительной 10 входят в состав предохранительно-исполнительных механизмов подрыва, соответственно основной и дополнительной БЧ, приведенных в прототипе, и выполняют ту же функцию. Формирователь задержанного импульса 13 может быть выполнен как ждущий мультивибратор аналогично как в прототипе.

Контактный датчик 6 может быть выполнен как головные контакты ракеты, замыкаемые при касании цели. Первое 12а и второе 12б блокирующие устройства могут быть выполнены как первая и вторая двухвходовая логическая схема «И». Входное устройство 11 может быть выполнено в виде электронного ключа, выходной сигнал которого, например логический уровень, изменяется при срабатывании контактного датчика 6.

Ракетный комплекс, реализующий способ подрыва тандемной БЧ, работает следующим образом. В первоначальный момент времени (перед стартом) ракета расположена в транспортно-пусковом контейнере 2 и соединяется проводной линией связи с наземной аппаратурой управления 1. В момент старта включается батарея 3, расположенная в транспортно-пусковом контейнере 2, и запитывает наземную аппаратуру управления 1, а также через обрываемую (обрезаемую) проводную линию проводной связи накопители электроэнергии 5а, 5б и 5в, размещенные на ракете.

Накопители электроэнергии 5а, 5б и 5в имеют небольшую постоянную времени на заряд и в момент старта до обрыва проводной линии связи успевают накопить достаточное количество электроэнергии, которая затем может пополняться, например как в прототипе.

Как следует из фиг.2 на второй накопитель электроэнергии 5б подается напряжение с батареи 3 через обрываемую проводную линию связи 4, которая может содержать один провод, соединенный с выводом, например минус батареи при наличии общего (корпусного) вывода, являющегося плюсом батареи, либо содержать два провода (при отсутствии корпусного). В связи с изложенным конкретное подключение на фиг.1 не приведено. Точно так же подключены и два других накопителя. Стабилитрон D1 стабилизирует величину напряжения, подаваемого с батареи 4, а резистор R1 ограничивает величину тока, протекающего через стабилитрон. Конденсатор С1, являющийся накопителем, заряжается от напряжения на стабилитроне D1 через диод D2. При наличии проводной линии связи 4 напряжение на конденсаторе С2 (на выводе 1 относительно вывода 2) отрицательное и равно падению напряжения на диоде D2.

При обрыве проводной линии связи 4 ток через диод D2 не будет протекать и конденсатор С1 начнет заряжать конденсатор С2 через резистор R2, при этом напряжение на нем станет положительным и будет увеличиваться до величины напряжения, близкой к величине на конденсаторе С1.

Следовательно, величина напряжения с выхода интегрирующей цепи 7 (с конденсатора С2), поступающая на вторые входы первого 12а и второго 12б блокирующих устройств, вначале с момента подачи напряжения на ракету и до обрыва проводной линии связи (когда конденсатор С2 закорочен диодом D2), а затем в первоначальный момент заряда конденсатора С2 от конденсатора С1 (при обрыве проводной линии связи) соответствует нулевому логическому уровню, а по мере дальнейшего заряда конденсатора С2 - единичному логическому уровню.

В случае необходимости отрицательное значение величины напряжения на конденсаторе С2 можно исключить, например включив в разрыв цепи между выводом 1 конденсатора С2 и вторым входом устройств блокировки 12а и 12б в прямом направлении дополнительный диод, нагруженный на дополнительный резистор, второй вывод которого соединен со вторым выводом конденсатора С2.

Таким образом, с момента включения батареи 3 на выходе интегрирующей цепи 7 формируется нулевой логический уровень, который поступает на второй вход первого блокирующего устройства 12а и запрещает прохождение импульса с его первого входа на вход формирователя задержанного импульса 13. Этот же логический уровень поступает на второй вход второго блокирующего устройства 12б и запрещает прохождение импульса с его первого входа на управляющий вход электронного ключа 14. Причинами возникновения преждевременных импульсов, поступающих на первые входы блокирующих устройств 12а и 12б, могут быть переходные процессы в электронной задержке 8, скачки величины напряжения в проводной линии связи 4, например, при срабатывании пирозапала, поджигающего стартовый двигатель ракеты (который может вызвать кратковременную подкоротку батареи) и т.д.

При удалении ракеты на требуемое расстояние от пункта управления на выходе интегрирующей цепи 7 формируется единичный логический уровень, который поступает на вторые входы блокирующих устройств 12а и 12б и разрешает прохождение импульса для подрыва основной БЧ. В момент касания контактного датчика 6 цели он замыкается и подключает к корпусу электродетонатор дополнительной БЧ 10, на второй вывод которого подается напряжение с третьего накопителя электроэнергии 5в, при этом срабатывает электродетонатор дополнительной БЧ 10.

При замыкании контактного датчика 6 на выходе входного устройства 11 формируется импульс с единичным логическим уровнем, который поступает на первый вход блокирующего устройства 12а. Поскольку на втором входе блокирующего устройства 12а единичный логический уровень, то этот импульс проходит на вход формирователя задержанного импульса 13 и формирует на его выходе задержанный импульс. Этот задержанный импульс поступает на первый вход второго блокирующего устройства 12б и аналогично проходит на его выход и поступает на вход управления электронным ключом 14. Электронный ключ 14 замыкает вывод электродетонатора 9, например, на корпус и подключает первый накопитель электроэнергии 5а (через корпусной вывод) к электродетонатору основной БЧ 9, что приводит к ее срабатыванию.

Следовательно, предлагаемая группа изобретений способ подрыва тандемной боевой части и ракетный комплекс позволяют повысить помехоустойчивость электронной задержки за счет исключения прохождения помех, вызванных переходными процессами при управлении стартом и на стартовом участке, что повышает надежность ракеты, а значит и ракетного комплекса.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке ракетных комплексов, например, с носителями на земле. Технический результат - повышение помехоустойчивости электронной задержки за счет исключения влияния переходных процессов при управлении стартом и на стартовом участке, что повышает надежность ракеты, а значит и ракетного комплекса. Предложен способ управления подрывом тандемной боевой части, при котором электроэнергию от наземного источника питания через обрываемую проводную линию связи используют для включения блокировки, запрещающей срабатывание основной боевой части, а затем с момента обрыва проводной линии связи и до момента удаления ракеты на требуемое расстояние от пусковой установки вырабатывают на ракете автономный блокирующий сигнал. Предложен ракетный комплекс, в который введены на ракете контактный датчик, интегрирующая цепь и в электронную задержку - последовательно соединенные входное устройство и первое блокирующее устройство, а также второе блокирующее устройство. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ подрыва тандемной боевой части ракеты, включающий накапливание на ракете электроэнергии от наземного источника питания через обрываемую проводную линию связи для подрыва дополнительной и основной боевых частей и управление временем подрывов соответственно первым и вторым импульсными сигналами, при этом второй импульсный сигнал задерживают во времени относительно первого, отличающийся тем, что дополнительно от наземного источника питания используют электроэнергию, подаваемую на ракету через обрываемую проводную линию связи, для включения двух блокирующих устройств, запрещающих срабатывание основной боевой части, а с момента обрыва проводной линии связи и до момента удаления ракеты на требуемое расстояние от пусковой установки вырабатывают на ракете автономный блокирующий сигнал для включения этих блокирующих устройств.

2. Ракетный комплекс, содержащий наземную аппаратуру управления и ракету в транспортно-пусковом контейнере с батареей для питания наземной аппаратуры управления, соединенную через обрываемую проводную линию связи с входами трех накопителей электроэнергии ракеты, причем выход первого накопителя электроэнергии ракеты соединен с первым входом электродетонатора основной боевой части, второй вход которого соединен с выходом электронной задержки, вход питания которой соединен с первым выходом второго накопителя электроэнергии ракеты, при этом выход третьего накопителя электроэнергии ракеты соединен с первым входом электродетонатора дополнительной боевой части, отличающийся тем, что ракета снабжена контактным датчиком и интегрирующей цепью, а электронная задержка содержит входное устройство, первое блокирующее устройство, формирователь задержанного импульса, второе блокирующее устройство и электронный ключ, выход которого является выходом электронной задержки, при этом входное устройство и первое блокирующее устройство соединены последовательно, выход первого блокирующего устройства через формирователь задержанного импульса соединен с первым входом второго блокирующего устройства, подключенного выходом ко входу управления электронного ключа, второй вход электродетонатора дополнительной боевой части соединен с входным устройством электронной задержки и подключен к выходу контактного датчика, первый выход второго накопителя соединен с входом интегрирующей цепи, выход которой объединен со вторым выходом второго накопителя электроэнергии и подключен ко вторым входам первого и второго блокирующих устройств.