УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОДГОТОВКИ К ПУСКУ РАКЕТЫ Российский патент 2023 года по МПК G06F17/40 F42B15/00 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для обеспечения безопасного взаимодействия с ракетой при проведении ее периодического обслуживания, предстартовой подготовки и пуска.

Ввиду наличия пироэлементов, горючего топлива, а также поражающих веществ в составе ракеты, она относится к классу технических средств повышенной потенциальной опасности.

Известно устройство для реализации способа имитации взаимодействия ракеты с аппаратурой носителей (RU, патент №2 414 746, МПК G06G 7/48, опубл. 20.03.2011 Бюл.№8), содержащее разъем ввода-вывода канала, управляющий модуль, модуль ввода-вывода цифровых данных по ГОСТ 18977-79, модуль ввода-вывода разовых команд, модуль отображения информации, модуль задания параметров информационного обмена, модуль задания ошибок цифрового обмена. Данное устройство позволяет провести достоверную имитацию взаимодействия ракеты с аппаратурой носителя, имеющего один из двух возможных интерфейсов информационного обмена (ГОСТ 18977-79 или ГОСТ Р 52070-2003), с обеспечением большого объема проверок и большой глубины контроля за счет контроля логико-временной циклограммы, а также за счет применения современного программного обеспечения и современной элементной базы.

Также известно устройство проверки цепей пуска и пристрелки блоков неуправляемых авиационных ракет, содержащее измерительный блок, блок замыкателей цепей пуска, блок пристрелки и блок индикации проверок (RU, патент №2 716 375, МПК F41F 3/065, опубл. 11.03.2020 Бюл.№8). Устройство позволяет сократить время проверки цепей пуска блоков неуправляемых авиационных ракет с полным контролем системы управления оружием и улучшить технологичность процесса холодной пристрелки.

Недостаток обоих устройств заключается в том, что они по своей сути являются технологическим оборудованием, предназначенным для диагностики каналов управления и информационного обмена с ракетами, относятся к категории информационно-измерительных систем и не принимают непосредственного участия в управлении ракетами. Так как данные устройства предусматривают выполнение только автономных проверок управляющих цепей ракеты или отработку логико-временной циклограммы взаимодействия с имитатором ракеты, то способ повышения уровня безопасности при обращении с ракетой, реализуемый с их помощью, является косвенным.

Кроме того, замыкание пусковых цепей в данных устройствах осуществляется коммутацией питающего напряжения, что не обеспечивает полную защиту от возникновения помех и ложных команд.

В качестве прототипа выбрано «Устройство для контроля и подрыва пиропатронов» (RU, патент №2 493 603, МПК G08B 17/06, опубл.20.09.2013 Бюл.№26), используемое в ракетно-космической технике, состоящее из источника питания, пиропатронов, дистанционных переключателей, первых и вторых коммутирующих узлов с ключевыми элементами, токоограничивающими резисторами и реле контроля. Устройство позволяет контролировать состояние и подрывать пиропатроны поодиночке и последовательно. При этом повышение безопасности при работе с пиротехникой достигается за счет гальванической развязки цепей контроля и управления, а также двухступенчатой коммутации шины питания пиропатронов.

К недостаткам устройства-прототипа относятся следующие факторы.

1) Команды на подрыв пиропатронов формируются коммутацией тока шины питания на управляющие реле и не зависят от формы и характеристик управляющего сигнала.

2) Устройство не обеспечивает диагностику аппаратуры ракеты, выполнение которой необходимо перед подрывом пиропатронов, являющимся частью пусковых операций.

3) Устройство не имеет в своем составе технических средств регистрации информации о ходе выполнения подготовительных и пусковых операций, что не позволяет контролировать процесс выполнения логико-временной циклограммы работы ракеты.

Задачей предлагаемого устройства является повышение безопасности обращения с ракетой за счет введения цифрового управления ее пироэлементами и средствами ракеты, обеспечивающими контроль и использование пироэлементов. Технический результат достигается:

- выполнением предварительной диагностики исправности как самих пироэлементов, так и устройств ракеты, обеспечивающих их использование;

- формированием шин электропитания пироэлементов по кодовым командам от внешней системы управления с усложнением формы управляющего сигнала;

- контролем соответствия поступающих команд логико-временной циклограмме функционирования ракеты;

- реализацией системы документирования принимаемых и исполняемых команд.

Сущность устройства поясняется структурной схемой, представленной на фиг. 1. В состав устройства входят:

1. Модуль коммутации (МК);

2. Модуль памяти (МП);

3. Модуль контроля температуры (МТ);

4. Источника вторичного электропитания модуля коммутации (ИВЭП МК);

5. Источника вторичного электропитания модуля памяти и модуля температуры (ИВЭП МП и МТ).

Модуль коммутации предназначен для:

- приема кодовой информации от системы управления (СУ) по магистральному каналу обмена (МКО), ее преобразования и формирования релейных команд на исполнительную аппаратуру ракеты;

- выдачи команд для формирования сигналов контроля, приема релейных сигналов и преобразования их в информационный код для передачи по МКО в СУ;

- коммутации терминальных резисторов к линии МКО при выполнении стартовых операций с ракетой для исключения короткого замыкания;

- формирования или снятия блокировки в цепях выдачи всех команд по кодовой информации по МКО и релейному сигналу от СУ.

МК обеспечивает контроль исправности формирователей релейных команд, формирователей сигналов контроля и приемников релейных сигналов, а также контроль напряжения на шине выдачи команд.

Обмен по интерфейсу на основе ГОСТ Р 52070-2003 осуществляется МК по двум шинам резервированного канала. В качестве приемопередающего устройства используется интегральная микросхема 5559ИН73Т, преобразующая сигнал от трансформатора ТИЛ6 В в сигнал с уровнем 3,3 В и обратно в сигнал с уровнем от 18 до 27 В. Трансформаторы ТИЛ6 В подключены непосредственно к линии входа МКО СУ через защитные резисторы номиналом 56,2 Ом, обеспечивающие ограничение тока.

Формирователи релейных команд в МК реализованы таким образом, что для управления одним ключом используются два логических сигнала. При включении ключа логические сигналы представляют собой два меандра с частотой около 100 кГц, работающих в противофазе. При выключении - оба логических сигнала принимают одинаковый постоянный уровень. Каждый из двух логических сигналов поступает на буферный элемент (триггер Шмидта) 5514БЦ2Т1-14. Выходы буферных элементов 5514БЦ2Т1-14 подключены к выводам трансформатора БТИ6-112 В, каждый к одному из концов обмотки. Трансформаторы осуществляют согласование напряжения для управления затвором полевых транзисторов 2П7235АС и гальваническую развязку цифровой части модуля от выходного каскада ключа. На выходе трансформаторов БТИ6-112 В в цепи управления затвором полевых транзисторов 2П7235АС включены выпрямляющие диоды 2Д814А1 и токоограничительные резисторы номиналом 390 Ом. Между затвором и истоком подключены шунтирующие резисторы, необходимые для разряда емкости затвора транзисторов 2П7235АС при их отключении. В цепь истока полевого транзистора 2П7235АС включен резистор, ограничивающий максимальный выходной ток. Такая схема позволяет исключить возможность ложной выдачи релейной команды при зависании микроконтроллера.

Формирование МК сигналов контроля осуществляется с помощью буферного элемента (триггера Шмидта) 5514БЦ2Т1-14, с которого подается управляющее напряжение на микросхему 249КП15БР, коммутирующую напряжение 27 В на выходной контакт сигнала контроля. Резистор номиналом 390 Ом ограничивает ток во входной цепи 249КП15БР, другой резистор ограничивает ток в выходной цепи формирователя сигнала контроля.

Прием сигналов контроля выполнен по аналогичной схеме. Отличительной особенностью является использование стабилитрона 2С515А1, который выполняет роль порогового элемента, ограничивающего протекание тока во входной цепи до появления на ней напряжения не менее 15 В.

При появлении в цепи опроса напряжения (свыше 20 В) релейного сигнала микросхема 249КП15БР коммутирует шину опроса микросхемы к низкому логическому уровню (GND_ОЧ). При отсутствии напряжения во входной цепи или наличии напряжения менее 15 В микросхема 249КП15БР на выходе отключает шину опроса микросхемы от низкого логического уровня, при этом шина опроса микросхемы подключена через токоограничительный резистор к питанию, что воспринимается контроллером как высокий логический уровень.

Коммутация терминальных резисторов к линии МКО выполняется по команде контроллера шины. При этом происходит отключение других абонентов МКО со стороны выхода устройства, и коммутация терминальных резисторов номиналом 75 Ом для обеспечения стабильной связи устройства с контроллером шины. Терминальные резисторы коммутируются через реле РЭА15, которое управляется микроконтроллером 1986 ВЕЗТ с помощью оптрона 249КП15БР.

Наличие в составе МК микроконтроллера 1986 ВЕЗТ, выполняющего обработку поступающих команд, позволяет реализовать в рабочей программе предлагаемого устройства алгоритмический контроль последовательности выдачи команд управления по принципу стробирования. Такой подход позволяет исключить исполнение отдельных команд, выданных в отрыве от временной диаграммы штатного режима работы ракеты с целью приведения в действие ее пироэлементов.

Двухступенчатая блокировка в цепях выдачи команд необходима для предотвращения несанкционированной выдачи МК релейных команд.

Снятие блокировки реализовано последовательной выдачей релейной команды СУ и команды, формируемой непосредственно устройством. При отсутствии напряжения со стороны СУ в цепи опроса микросборка 249КП14БР, имеющая на выходе нормально замкнутые контакты, шунтирует цепь управления транзистором (затвор-исток), блокируя открытие транзистора даже при наличии входного напряжения. При наличии сигнала от СУ на входе узла внешней блокировки микросборка 249КП14БР размыкает контакты, и цепь управления транзистором начинает управляться аналогично ключу формирователя релейных команд. Внутри устройства блокировка организована аналогично формированию релейных команд, за исключением использования сильноточного полевого транзистора 2П7152А.

Модуль памяти предназначен для:

- хранения необходимой для функционирования прибора цифровой информации в энергонезависимой памяти, а также хранения данных документирования выполненных с ракетой операций;

- передачи данных из энергонезависимой памяти в СУ по МКО;

- прием, хранение и передача данных о ракете в формате электронного формуляра.

После начала и до конца работы устройства в основном режиме МП принимает данные из МКО, являясь монитором линии, записывает их в память. Считывание записанной информации осуществляется по тому же интерфейсу, что и прием. При необходимости передачи записанных данных МП становится оконечным устройством и передает их по МКО.

Для хранения данных используются микросхемы памяти 1636РР6У, для адресации памяти используются микросхемы 5514БЦ1Т3-245, для расширения адресного пространства памяти используется микросхема дешифратора 5514БЦ1Т2-138. Архитектура построения МП позволяет осуществлять при необходимости аппаратное наращивание объемов постоянной памяти, используемой устройством.

Модуль контроля температуры обеспечивает контроль температурных значений при хранении ракеты, их запись в энергонезависимую память и передачу в СУ по МКО.

МТ построен на микроконтроллере 1986 ВЕ4У, в качестве датчика температуры используется цифровой интегральный датчик температуры 5400ТР125-010, подключаемый к микроконтроллеру по 1-Wire интерфейсу.

Частота контроля параметров температуры определяется рабочей программой микроконтроллера 1986 ВЕ4У. Для осуществления привязки контрольных точек измеряемых параметров температуры ко времени используются часы реального времени, реализованные в МТ аппаратными средствами микроконтроллера 1986 ВЕ4У. Временное хранение измеренных контрольных точек параметров температуры осуществляется в микросхеме памяти 1636РР6У, подключенной по интерфейсу SPI к микроконтроллеру 1986 ВЕ4У.

МТ имеет независимое питание от внешнего химического источника тока и не влияет на штатную эксплуатацию устройства.

Передача данных температуры в МП осуществляется по гальванически развязанному интерфейсу UART.

Источники вторичного электропитания МК, МП и МТ предназначены для обеспечения постоянным напряжением МК, МП и МТ 3,3 В / 1,21А и 5 В / ОДА в зависимости от подключаемой нагрузки. Питание модулей ИВЭП осуществляется от первичной сети постоянного тока напряжением 27 В. Модули ИВЭП имеют гальваническую развязку от первичного питания. Выходы модуля гальванически развязаны между собой. Номинальное напряжение 3,3 В организует питание МП, МТ и основной части МК. Номинальное напряжение 5 В организует питание проверочной части МК.

Работа устройства организована следующим образом.

В исходном состоянии ИВЭП МП и МТ устройства подключено к автономному химическому источнику питания. С установленной периодичностью МТ устройства выполняет измерения температуры хранения ракеты с регистрацией результатов измерения на МП. Данная информация используется для оценки состояния пироэлементов, позволяет своевременно спрогнозировать их неисправность и осуществить замену.

При загрузке и последующем хранении ракеты в пусковой установке работа устройства осуществляется во взаимодействии с внешней СУ. При периодическом регламентном обслуживании СУ подает электропитание на ИВЭП МК устройства. МК устройства выполняет самодиагностику и сообщает СУ по МКО о готовности к работе. По командам, поступающим от СУ по МКО, МК устройства выполняет проверку исходного состояния опасных составных частей ракеты, в том числе пироэлементов. При получении каждой следующей команды МК анализирует ее соответствие ходу выполнения временной циклограммы подготовки ракеты. Команда, не соответствующая заданной циклограмме, к исполнению не принимается. Результаты проверок выдаются по МКО в СУ и участвуют в определении исправности ракеты в целом.

При выполнении предпусковых операций работа устройства в целом аналогична работе при регламентном контроле. После завершения диагностики и определения СУ исправного состояния ракеты выполняется переход к операциям пускового цикла. СУ снимает первую ступень предохранения с шины питания пироэлементов. По команде от СУ, выдаваемой по МКО, МК устройства снимает вторую ступень предохранения с шины питания пироэлементов. Начиная с этого момента становится возможным выполнение необратимых операций, связанных с подрывом пироэлементов. По командам от СУ, выдаваемой по МКО, МК устройства подрывает пироэлементы фиксирующих устройств, удерживающих элементы ракеты в исходном состоянии, переводя их в стартовое состояние. Пуск ракеты выполняется также по команде от СУ. При получении команды на пуск ракеты МК устройства коммутирует терминальные резисторы к линии МКО для исключения ее короткого замыкания и подрывает пироэлементы стартовой системы ракеты. Команды пускового цикла также контролируются МК на соответствие требуемой временной диаграмме.

Вне зависимости от режима работы устройства все поступающие от СУ команды и операции, выполняемые МК для их исполнения, документируются в МП устройства в формате электронного формуляра ракеты. Данная информация позволяет выполнять анализ и выявлять отклонения в работе устройства или СУ.

В рамках указанных режимов работы заявляемое устройство обеспечивает:

- информационное (кодовое) взаимодействие с системой управления по резервированному каналу обмена на основе магистрального последовательного интерфейса системы электронных модулей;

- формирование и выдачу релейных сигналов для контроля исходного состояния ракеты;

- прием релейных сигналов типа «сухой» контакт и формирование соответствующих кодовых квитанций для передачи в систему управления;

- формирование схемных блокировок шины задействования пироэлементов;

- формирование сильноточных релейных команд на коммутацию «плюсовых» и «минусовых» потенциалов шин задействования пироэлементов при получении соответствующих кодовым командам от системы управления;

- контроль цепей выдачи релейных команд;

- периодический контроль температуры и сохранение значений температуры в энергонезависимую память, с привязкой ко времени для анализа перепадов температур при хранении;

- самопроверку в составе ракеты при выполнении регламентного контроля.

Безопасность выполнения операций периодического обслуживания, предстартовой подготовки и пуска ракеты обеспечивается следующими техническими решениями предлагаемого устройства.

1) Использование цифрового канала управления, требующее формирования команд управления пироэлементами в виде биполярного кода строго определенного формата. Данное техническое решение практически исключает выдачу ложных команд, возникновение которых возможно при управлении пироэлементами потенциальными командами с выдачей по цепям управления постоянного тока с определенным уровнем напряжения. Возникновение нештатной выдачи потенциальных команд в последнем случае возможно, например, вследствие неисправности управляющей аппаратуры или действия электродвижущей силы самоиндукции.

2) Использование исполнительной шины пироэлементов с ее двухступенчатой блокировкой, гарантирующее отсутствие напряжения в управляющих пироэлементами цепях вплоть до момента выполнения необратимых стартовых операций с ракетой. При этом снятие блокировок возможно только при получении санкции системы управления и одновременном формирования признака готовности самого устройства к выполнению пускового цикла.

3) Контроль последовательности выдаваемых команд управления, исключающий возможность применения пироэлементов при выдаче отдельной команды в отрыве от временной диаграммы проводимого режима. С учетом того, что приведение в действие пироэлементов относится к необратимым операциям и осуществляется на завершающем этапе предстартовой подготовки, возможность срабатывания пироэлементов за счет формирования ложных команд или умышленной выдачи отдельных штатных команд исключается.

4) Реализация в устройстве системы автоматического документирования, позволяющей установить дату, время и некоторые обстоятельства, при которых производилась выдача или попытка выдачи команд на приведение в действие пироэлементов. Данные сведения являются материалом для исследования причин выдачи нештатных команд, с выявлением соответствующей неисправности или установлением должностных лиц, выполнявших попытку несанкционированного применения пироэлементов ракеты.

Заявляемое в качестве изобретения «Устройство для обеспечения безопасного старта ракеты» обладает новизной и промышленной применимостью.

Устройство для подготовки к пуску ракеты, содержащее модуль коммутации, источник вторичного электропитания модуля коммутации, общую шину питания пироэлементов, модуль контроля температуры, модуль памяти, источник вторичного электропитания модуля памяти и модуля температуры, при этом модуль коммутации устройства дополнительно выполняет функции контроля исправности и исходного состояния составных частей ракеты, приема команд управления пироэлементами, сформированных биполярным кодом определенного вида, исполнения принятых команд после контроля их соответствия логико-временной циклограмме работы ракеты и снятия блокировок исполнительной шины пироэлементами ракеты внешней системой управления, а затем самим устройством. Обеспечивается повышение безопасности обращения с ракетой за счет введения цифрового управления ее пироэлементами и средствами ракеты, обеспечивающими контроль и использование пироэлементов. 1 ил.

Устройство для подготовки к пуску ракеты, содержащее модуль коммутации, источник вторичного электропитания модуля коммутации, общую шину питания пироэлементов, отличающееся тем, что в состав устройства дополнительно введены модуль контроля температуры, выполняющий функции контроля условий хранения ракеты, модуль памяти, используемый совместно с модулем коммутации для регистрации принятых и исполненных устройством команд и модулем контроля температуры для регистрации результатов измерения температуры, источник вторичного электропитания модуля памяти и модуля температуры, при этом модуль коммутации устройства дополнительно выполняет функции контроля исправности и исходного состояния составных частей ракеты, приема команд управления пироэлементами, сформированных биполярным кодом определенного вида, исполнения принятых команд после контроля их соответствия логико-временной циклограмме работы ракеты и снятия блокировок исполнительной шины пироэлементами ракеты внешней системой управления, а затем самим устройством.