Устройство для самоликвидации ракеты
Владельцы патента RU 2316722:
Российская Федерация, от имени которой выступает государственный заказчик - Федеральное агентство по атомной энергии (RU)
Федеральное государственное унитарное предприятие "Российский федеральный ядерный центр - Всероссийский научно-исследовательский институт экспериментальной физики" - ФГУП "РФЯЦ-ВНИИЭФ" (RU)
Изобретение относится к системам управления. Технический результат - обеспечение возможности самоликвидации ракеты при нештатном ее пуске. Устройство для самоликвидации ракеты содержит устройство коммутации состояния, блок управления, первый и второй источники питания, первый и второй траекторные датчики, шину управления, входную шину, первый и второй электродетонаторы. Управляющий вход устройства коммутации состояния подключен к шине управления, а первый его вход соединен через траекторный датчик с первым источником питания. Второй вход устройства коммутации состояния соединен с выходом блока управления, вход которого подключен к выходу второго источника питания, а управляющий вход - к входной шине. Второй выход устройства коммутации состояния подключен к входу второго электродетонатора, а вход первого электродетонатора соединен через траекторный датчик с первым выходом устройства коммутации состояния. 1 ил.
Изобретение относится к системам управления и может использоваться для самоликвидации ракет в критических ситуациях.
Известно устройство для самоликвидации ракеты (см. патент № WO 00/03193 от 09.07.98; МПК F41G 7/34 «Ракета с географическим ограничением траектории полета», опубл. 21.01.2000), содержащее навигационную систему, блок памяти, электронный управляющий блок и исполнительное устройство. Электронный управляющий блок обеспечивает поиск в блоке памяти данных о положении ракеты, которое соответствует положению, заданному навигационной системой. При этом определяется допустимость положения ракеты. В случае недопустимого ее положения исполнительным устройством формируется сигнал, обеспечивающий самоликвидацию ракеты.
Недостатками данного устройства являются сложность реализации из-за необходимости использования сложной навигационной системы и блока памяти большой емкости, а также отсутствие возможности самоликвидации ракеты при нештатном пуске (например, аварийном, случайном), поскольку в этом случае устройство для самоликвидации ракеты находится в незадействованном состоянии.
Наиболее близким к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков является устройство для самоликвидации ракеты (см. патент РФ №2135951 от 24.04.98, МПК F42C 9/00, «Устройство для самоуничтожения боевого элемента», Васильев А.В., опубл. 1999, БИ №24, ч.3), содержащее последовательно соединенные источник напряжения (источник питания), накопительный конденсатор (источник питания), ключ зажигания и детонатор (электродетонатор), а также временное устройство, ударный датчик и пороговое устройство. Выход источника напряжения соединен с входом порогового устройства. Первый выход порогового устройства соединен с входом временного устройства. Второй выход порогового устройства, выход временного устройства и выход ударного датчика соединены с управляющими входами ключа зажигания соответственно.
Недостатком прототипа является невозможность самоликвидации ракеты при нештатном пуске из-за отсутствия анализа внешних воздействий.
Задачей, решаемой заявляемым изобретением, является создание устройства для самоликвидации ракеты, обеспечивающего самоликвидацию ракеты при нештатном пуске.
Технический результат, заключающийся в обеспечении возможности самоликвидации ракеты при нештатном пуске, достигается тем, что в устройство для самоликвидации ракеты, содержащее два источника питания, первый электродетонатор и первый датчик, введены блок управления, устройство коммутации состояния, второй датчик, второй электродетонатор, шина управления и входная шина, первый и второй датчики выполнены в виде траекторных датчиков, входы которых соединены соответственно с первым выходом устройства коммутации состояния и выходом первого источника питания, а выходы соответственно со входом первого электродетонатора и первым входом устройства коммутации состояния, управляющий вход которого соединен с шиной управления, второй выход - со входом второго электродетонатора, а второй вход - с выходом блока управления, управляющий вход которого соединен со входной шиной, а вход - с выходом второго источника питания.
Указанная совокупность признаков позволяет обеспечить возможность самоликвидации ракеты при нештатном пуске путем анализа внешних воздействий.
На чертеже приведена структурная схема устройства для самоликвидации ракеты.
Устройство для самоликвидации ракеты (не показана) содержит устройство 1 коммутации состояния, блок 2 управления, устройство 3 ликвидации, первый 4 и второй 5 источники питания, первый 6 и второй 7 траекторные датчики, шину 8 управления, входную шину 9, первый 10 и второй 11 электродетонаторы, входящие в состав устройства 3 ликвидации.
Управляющий вход устройства 1 коммутации состояния подключен к шине 8 управления, а первый его вход соединен через траекторный датчик 7 с источником 4 питания. Второй вход устройства 1 коммутации состояния соединен с выходом блока 2 управления, вход которого подключен к выходу источника 5 питания, а управляющий вход - к входной шине 9. Второй выход устройства 1 коммутации состояния подключен к входу электродетонатора 11, а вход электродетонатора 10 соединен через траекторный датчик 6 с первым выходом устройства 1 коммутации состояния.
В качестве устройства 1 коммутации состояния может использоваться электронный кодовый замок (см. патент РФ №2187612, МПК Е05В 49/00, «Электронный кодовый замок» авторов Николаева Д.Б., Фомченко В.Н., Шишкина Г.И., опубл. 20.08.2002, БИ №23), входная шина которого является управляющим входом устройства 1 коммутации состояния, первые вход и выход которого подключены к нормально замкнутому контакту, а вторые вход и выход подключены к нормально разомкнутому контакту электромагнитного механизма (реле) электронного кодового замка.
В качестве блока 2 управления может использоваться электромагнитное реле, управляемое составным транзистором, база которого соединена с управляющим входом блока 2 управления, вход и выход которого подключены к нормально разомкнутому контакту электромагнитного реле.
В качестве источника 4 (5) питания может использоваться аккумуляторная батарея 5 НКМ-1М, ТУ 16-90 ИЛВЕ.563.511.068ТУ.
В качестве траекторного датчика 6 (7) может использоваться устройство взведения для летающих объектов (см. патент США №3387561, класс США 102-83, опубликован 11.06.68 г.), нормально разомкнутый контакт которого включен между входом и выходом траекторного датчика 6 (7).
В качестве электродетонатора 10 (11) может использоваться безопасный электродетонатор АЭД3011ТУ.
Устройство для самоликвидации ракеты работает следующим образом.
Перед штатным пуском ракеты производится запитка устройства 1 коммутации состояния и блока 2 управления. Затем устройство 1 коммутации состояния переводится специальным (кодовым) сигналом с шины 8 управления в состояние, обеспечивающее прохождение сигнала с блока 2 управления на электродетонатор 11 и исключающее прохождение сигнала через траекторные датчики 6 и 7. После осуществления штатного пуска ракеты при необходимости (например, при отклонении ракеты от заданной траектории) с земли подается сигнал (например, по радиоканалу, не показанному) с входной шины 9 в блок 2 управления на самоликвидацию ракеты. При этом источник 5 питания подключается через блок 2 управления и устройство 1 коммутации состояния к входу электродетонатора 11 устройства 3 ликвидации, что вызывает его срабатывание и самоликвидацию ракеты.
В исходном состоянии устройства для самоликвидации ракеты случайная выдача команды через входную шину 9 на блок 2 управления, приводящая к самоликвидации ракеты перед ее пуском, исключена, поскольку выход блока 2 управления отключен от входа электродетонатора 11 устройством 1 коммутации состояния. Траекторные датчики 6, 7, соединенные с входом траекторного датчика 6 через устройство 1 коммутации состояния, обеспечивают подачу напряжения с источника 4 питания на электродетонатор 10 в случае нештатного (например, аварийного или случайного) пуска ракеты. При выходе ракеты на траекторию полета, на определенном (заданном) участке траектории срабатывают траекторные датчики 6, 7, что приводит к подключению источника 4 питания к входу электродетонатора 10 устройства 3 ликвидации, который срабатывает и вызывает самоликвидацию ракеты.
Применение двух траекторных датчиков 6, 7 обеспечивает безопасность эксплуатации устройства, поскольку преждевременное срабатывание (отказ) одного из них не приведет к самоликвидации ракеты до осуществления ее нештатного пуска.
Устройство для самоликвидации ракеты, содержащее первый источник питания, первый электродетонатор и первый датчик, отличающееся тем, что оно снабжено блоком управления, устройством коммутации состояния, вторым датчиком, вторым источником питания, вторым электродетонатором, шиной управления и входной шиной, при этом первый и второй датчики выполнены с возможностью срабатывания на заданном участке траектории, входы первого и второго датчиков соединены соответственно с первым выходом устройства коммутации состояния и выходом первого источника питания, а выходы соответственно - с входом первого электродетонатора и первым входом устройства коммутации состояния, управляющий вход которого соединен с шиной управления, второй выход - с входом второго электродетонатора, а второй вход - с выходом блока управления, управляющий вход которого соединен с входной шиной, а вход - с выходом второго источника питания.
