УСТРОЙСТВО ДЛЯ САМОЛИКВИДАЦИИ РАКЕТЫ Российский патент 2011 года по МПК F42B99/00 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к системам управления, и может использоваться для самоликвидации ракет в критических ситуациях, и направлено на совершенствование систем самоликвидации. Изобретение предназначено для реализации ступеней защиты и формирования команды ликвидации на исполнительные устройства и может найти применение в ракетной технике.

В настоящее время известно устройство для самоликвидации ракеты, содержащее два источника питания, два электродетонатора, два датчика, блок управления, устройство коммутации состояния, шину управления и входную шину. Датчики выполнены в виде траекторных датчиков, входы которых соединены с первым выходом устройства коммутации состояния и выходом первого источника питания. Выходы датчиков соединены с входом первого электродетонатора и первым входом устройства коммутации состояния, управляющий вход которого соединен с шиной управления. Второй выход устройства коммутации состояния соединен с входом второго электродетонатора. Второй вход устройства коммутации состояния соединен с выходом блока управления, управляющий вход которого соединен с входной шиной, а вход - с выходом второго источника питания (см. патент России №2316722, F42C 9/00, 11.07.2006). Данное техническое решение имеет следующие недостатки. Ограничены функциональные возможности. Невозможность самоликвидации ракеты в случае нештатного отключения источника питания, так как в этом случае устройство для самоликвидации находится в незадействованном состоянии.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по совокупности существенных признаков, по технической сущности и достигаемому техническому результату является устройство для самоликвидации ракеты. Устройство содержит источник питания, электродетонатор, входящий в состав устройства ликвидации, первый траекторный датчик, блок управления, устройство коммутации состояния, второй и третий траекторные датчики, входную шину и шину управления. Выход источника питания соединен с входом блока управления, к управляющему входу которого подключена входная шина, выход которого соединен с первым входом устройства коммутации состояния. Управляющий вход устройства коммутации состояния подключен к шине управления, второй вход через последовательно соединенные траекторные датчики - к выходу источника питания. Первый выход устройства коммутации состояния подключен к входу траекторного датчика, выход которого соединен со вторым выходом устройства коммутации состояния и входом электродетонатора, входящего в состав устройства ликвидации (см. патент RU №2343399, F42C 9/00, 14.05.2007). Данное устройство имеет недостатки. Ограничены функциональные возможности. Невозможность самоликвидации ракеты в случае нештатного отключения источника питания, так как в этом случае устройство для самоликвидации находится в незадействованном состоянии. Также нет ограничения работы по времени и невозможно достижение безопасной скорости, что приводит к уменьшению безопасности ракеты при ликвидации.

Изобретение направлено на достижение технического результата, а именно расширение функциональных возможностей и повышение безопасности при самоликвидации ракеты, как при штатном, так и при нештатном пуске. Наличие устройства накопления энергии позволяет без применения автономного источника питания обеспечить ликвидацию ракеты в случае пропадания бортового питания. Датчик программирования времени ограничивает работу по времени, что позволяет автоматически ограничить радиус действия ракеты при пуске ракеты на ограниченном по размеру полигоне (размер полигона значительно меньше дальности полета ракеты). Устройство формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации и первый датчик, являющийся сигнализатором давления, повышают надежность и безопасность работы.

Указанный технический результат достигается тем, что устройство для самоликвидации ракеты, содержащее устройство коммутации, электродетонатор блока ликвидации, входную шину, первый, второй и третий траекторные датчики, выход устройства коммутации соединен с входом первого траекторного датчика, выход которого соединен с входом электродетонатора, второй вход устройства коммутации соединен с выходом второго траекторного датчика, снабжено устройством накопления энергии, устройством постоянной временной задержки, четвертым датчиком программирования времени. Устройство коммутации выполнено в виде устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации, первый вход которого соединен с выходом устройства накопления энергии, третий вход - с выходом третьего траекторного датчика, а четвертый вход - с выходом четвертого датчика программирования времени. Первый траекторный датчик является сигнализатором давления, второй и третий траекторные датчики расположены параллельно друг другу. Вход устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации соединен с входной шиной. Устройство постоянной временной задержки расположено в устройстве формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации.

Благодаря такому выполнению устройства обеспечивается три ступени защиты:

- невозможна самоликвидация до старта при отсутствии бортового питания,

- возможность достижения безопасной скорости, так как есть сигнал с сигнализатора давления,

- с момента старта не включается сигнал самоликвидации в результате наличия устройства постоянной временной задержки на 20 секунд.

На чертеже изображена структурная схема устройства для самоликвидации ракеты.

Устройство для самоликвидации ракеты содержит устройство коммутации 1, электродетонатор 2, входящий в состав блока ликвидации 3, входную шину 4. Также содержит первый 5, второй 6 и третий 7 траекторные датчики. Устройство коммутации 1 выполнено в виде устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации 3. Также устройство для самоликвидации ракеты снабжено устройством накопления энергии 8, устройством постоянной временной задержки 9, четвертым датчиком программирования времени 10. Выход устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов 1 в блок ликвидации 3 соединен с входом первого 5 траекторного датчика, выход которого соединен с входом электродетонатора 2 блока ликвидации 3. Первый траекторный датчик 5 является сигнализатором давления. Первый вход устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов 1 в блок ликвидации 3 соединен с выходом устройства накопления энергии 8, второй вход - с выходом второго траекторного датчика 6, третий вход - с выходом третьего траекторного датчика 7, а четвертый вход - с выходом четвертого датчика программирования времени 10. Второй 6 и третий 7 траекторные датчики расположены параллельно друг другу. Вход устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов 1 в блок ликвидации 3 соединен с входной шиной 4. Устройство постоянной временной задержки 9 расположено в устройстве формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов 1 в блок ликвидации 3.

В качестве электродетонатора 2 блока ликвидации 3 может использоваться электродетонатор ЭД-1-У.

В качестве устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов 1 в блок ликвидации 3 может использоваться элемент запоминания и коммутации, выполненный на поляризованных реле типа РПС и реле времени типа РВЭ.

В качестве первого траекторного датчика 5 может использоваться сигнализатор давления типа 2СС.

В качестве второго траекторного датчика 6 может использоваться гироскопический ограничитель курса типа ОКГ.

В качестве третьего траекторного датчика 7 может использоваться гироскоп типа ГСИ.

В качестве устройства накопления энергии 8 может использоваться емкостной накопитель на базе конденсаторов.

В качестве устройства постоянной временной задержки 9 может использоваться электронное реле типа РВЭ.

В качестве четвертого датчика программирования времени 10 может быть использовано устройство типа УВМП1.

Предлагаемое устройство для самоликвидации ракеты работает следующим образом. Стабилизированный автономный полет ракеты-мишени проходит по заданной траектории. Устройство начинает работу в момент старта ракеты. При этом в устройстве формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов 1 включается устройство постоянной временной задержки 9, начинает работать четвертый датчик программирования времени 10 и заряжается устройство накопления энергии 8, которое обеспечивает одну из ступеней предохранения. В процессе работы устройства постоянной временной задержки 9 сигналы от второго траекторного датчика 6 и третьего траекторного датчика 7 и команды от внешнего источника по входной шине 4 не фиксируются. Срабатывание первого траекторного датчика 5 запоминается и этим обеспечивается вторая ступень предохранения от преждевременной ликвидации.

После окончания работы устройства постоянной временной задержки 9, что обеспечивает третью ступень предохранения, входная шина 4 устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов 1 соединяется с электродетонатором 2 блока ликвидации 3.

После этого в штатном пуске ракета ликвидируется при срабатывании четвертого датчика программирования времени 10 или при поступлении внешней команды (например, по радиолинии) на входную шину 4.

При нештатном пуске после формирования всех ступеней предохранения устройством формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов 1 при поступлении сигнала от второго траекторного датчика 6 или от третьего траекторного датчика 7 или при поступлении внешней команды на входную шину 4 устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов 1 срабатывает электродетонатор 2 блока ликвидации 3.

То же происходит при пропадании бортового питания, при этом устройство накопления энергии 8 подключается к электродетонатору 2 блока ликвидации 3.

Благодаря такому выполнению устройства обеспечивается:

- расширение функциональных возможностей и повышение безопасности при самоликвидации ракеты, как при штатном, так и при нештатном пуске. Наличие устройства накопления энергии 8 позволяет обеспечить ликвидацию ракеты в случае исчезновения бортового питания. Четвертый датчик программирования времени 10 ограничивает работу по времени. Устройство формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов 1 в блок ликвидации 3 объединено с устройством постоянной временной задержки 9.

Этим обеспечивается:

- невозможность самоликвидации до старта, поскольку отсутствует бортовое питание,

- возможность достижения безопасной скорости, так как есть сигнал с сигнализатора давления,

- нет включения сигнала самоликвидации в результате наличия постоянной временной задержки на 20 секунд.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к системам управления, предназначено для использования при самоликвидации ракет в критических ситуациях и направлено на совершенствование систем самоликвидации. Устройство содержит устройство формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации, электродетонатор, входящий в состав блока ликвидации, входную шину. Имеются первый, второй и третий траекторные датчики. Кроме того, введены устройство накопления энергии, устройство постоянной временной задержки, четвертый датчик программирования времени. Выход устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации соединен с входом первого траекторного датчика, выход которого соединен с входом электродетонатора блока ликвидации. Первый траекторный датчик является сигнализатором давления. Первый вход устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации соединен с выходом устройства накопления энергии, второй вход - с выходом второго траекторного датчика, третий вход - с выходом третьего траекторного датчика, а четвертый вход - с выходом четвертого датчика программирования времени. Второй и третий траекторные датчики расположены параллельно друг другу. Управляющий вход устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации соединен с входной шиной. Устройство постоянной временной задержки расположено в устройстве формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации. Изобретение обеспечивает безопасность при самоликвидации ракеты как при штатном, так и при нештатном пуске. 1 ил.

Устройство для самоликвидации ракеты, содержащее устройство коммутации, электродетонатор блока ликвидации, входную шину, первый, второй и третий траекторные датчики, выход устройства коммутации соединен с входом первого траекторного датчика, выход которого соединен с входом электродетонатора, второй вход устройства коммутации соединен с выходом второго траекторного датчика, отличающееся тем, что оно снабжено устройством накопления энергии, устройством постоянной временной задержки, четвертым датчиком программирования времени, устройство коммутации выполнено в виде устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации, первый вход которого соединен с выходом устройства накопления энергии, третий вход - с выходом третьего траекторного датчика, а четвертый вход - с выходом четвертого датчика программирования времени, первый траекторный датчик является сигнализатором давления, второй и третий траекторные датчики расположены параллельно друг другу, вход устройства формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации соединен с входной шиной, устройство постоянной временной задержки расположено в устройстве формирования ступеней защиты и коммутации, поступающих сигналов в блок ликвидации.