Способ запуска маршевого двигателя управляемой ракеты и устройство для его осуществления

Изобретение относится к области ракетного вооружения, а именно к способам стрельбы управляемыми ракетами, и может быть использовано в комплексах противотанковых и зенитных управляемых ракет. Технический результат - повышение надежности запуска маршевого двигателя управляемых ракет. Устройство содержит бортовой источник питания, инерционный замыкатель с первой и второй парой контактов, срабатывающих под действием стартового ускорения. Первый вывод бортового источника питания подключен к одному из выводов первой пары инерционного замыкателя. Ко второму выводу бортового источника питания подключен второй вывод электровоспламенителя через вторую пару контактов инерционного замыкателя. В устройство введены два накопителя энергии - первый и второй, две электронные задержки - первая и вторая, а также токоограничительные резисторы. Первый вывод первого накопителя энергии соединен с первым выводом бортового источника питания через первую пару контактов инерционного замыкателя посредством токоограничительного резистора и также соединен со входом первой электронной задержки. Первый вывод второго накопителя энергии соединен с выходом первой электронной задержки посредством токоограничительного резистора и со входом второй электронной задержки. При этом выход второй электронной задержки соединен с первым выводом электровоспламенителя. Его второй вывод соединен со вторым выводом бортового источника питания через вторую пару контактов инерционного замыкателя, а также соединен со вторыми выводами первого и второго накопителей энергии. При этом накопитель энергии выполнен в виде одного или более конденсаторов. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетного вооружения, а именно к способам стрельбы управляемыми ракетами, и может быть использовано в комплексах противотанковых и зенитных управляемых ракет.

Известен способ запуска маршевого двигателя (МД) управляемой ракеты и устройство запуска МД, выбранное нами в качестве прототипа и описанное в «Снаряд 9М111 (9М111-2). Техническое описание и инструкция по эксплуатации. 9М111 00.00.000 ТО. Военное издательство МО СССР, Москва-1975».

Данный способ заключается в запуске маршевого двигателя от бортового источника электропитания, задержанного по времени от момента начала работы стартового двигателя управляемой ракеты. Осуществляется данный способ устройством запуска маршевого двигателя, содержащим бортовой источник питания, инерционный замыкатель с первой и второй парой контактов, срабатывающих под действием стартового ускорения, при этом первый вывод бортового источника питания подключен к одному из выводов первой пары инерционного замыкателя, а ко второму выводу бортового источника питания подключен второй вывод электровоспламенителя через вторую пару контактов инерционного замыкателя.

Недостатками данного способа и устройства являются:

- повышенные требования, предъявляемые к герметичности не только контейнера, но и корпуса МД при эксплуатации и хранении ракеты с целью защиты пиротехнических составов электровоспламенителя (ЭВ) от влаги и климатических воздействий, которые влияют на надежность срабатывания ЭВ МД;

- неоднородность пиротехнических составов и, как следствие, разброс характеристик электровоспламенителей от образца к образцу;

- сложность и дороговизна изготовления электровоспламенителей замедленного действия;

- непродолжительный срок гарантийного хранения электровоспламенителей замедленного действия в силу особенностей конструкции.

- ненадежность зажигающихся и замедляющихся пиротехнических составов по сравнению с ЭВ мгновенного действия.

Задачей предполагаемого изобретения является повышение надежности запуска маршевого двигателя управляемых ракет с устранением отмеченных недостатков ближайшего аналога.

Данная задача решается способом запуска маршевого двигателя от бортового источника электропитания, задержанного по времени от момента начала работы стартового двигателя управляемой ракеты, при этом новым является то, что на время работы стартового двигателя к бортовому источнику питания подключают первый накопитель энергии, далее с задержкой по времени от подключения первого накопителя энергии подключают второй накопитель энергии, и затем с задержкой по времени разряжают второй накопитель энергии на электровоспламенитель маршевого двигателя.

Осуществляется данный способ устройством запуска маршевого двигателя, содержащим бортовой источник питания, инерционный замыкатель с первой и второй парой контактов, срабатывающих под действием стартового ускорения, при этом первый вывод бортового источника питания подключен к одному из выводов первой пары инерционного замыкателя, а ко второму выводу бортового источника питания подключен второй вывод электровоспламенителя через вторую пару контактов инерционного замыкателя, новым является то, что в устройство введены два накопительных конденсатора - первый и второй, две электронные задержки - первая и вторая, а также токоограничительные резисторы, при этом первый вывод первого накопительного конденсатора соединен с первым выводом бортового источника питания через первую пару контактов инерционного замыкателя посредством токоограничительного резистора и также соединен со входом первой электронной задержки, первый вывод второго накопительного конденсатора соединен с выходом первой электронной задержки посредством токоограничительного резистора и со входом второй электронной задержки, при этом выход второй электронной задержки соединен с первым выводом электровоспламенителя, второй вывод которого соединен со вторым выводом бортового источника питания через вторую пару контактов инерционного замыкателя, а также соединен со вторыми выводами первого и второго накопительных конденсаторов. При этом накопитель энергии выполнен в виде одного или более конденсаторов.

Предлагаемое решение поясняется графическими материалами - фиг. 1, где изображена электрическая схема. На фиг. 1 БИП - бортовой источник питания (бортовая батарея); W1, W2 - накопители; T1, Т2 - электронные задержки; ИЗ - инерционный замыкатель; ЭВМД - электровоспламенитель маршевого двигателя.

Устройство запуска МД, реализующее этот способ, содержит бортовой источник питания (БИП), инерционный замыкатель с двумя парами контактов, замыкающихся под действием стартового ускорения и электровоспламенитель (ЭВ МД), второй вывод которого подключен ко второму выводу БИП через контакты 3 и 4 ИЗ, а первый вывод БИП подключен к контакту 1 инерционного замыкателя (ИЗ).

Согласно изобретению в устройство введены два накопительных конденсатора - первый и второй, две электронные задержки - первая и вторая, а также токоограничительные резисторы, при этом первый вывод первого накопительного конденсатора соединен с первым выводом бортового источника питания через первую пару контактов инерционного замыкателя посредством токоограничительного резистора и также соединен со входом первой электронной задержки, первый вывод второго накопительного конденсатора соединен с выходом первой электронной задержки посредством токоограничительного резистора и со входом второй электронной задержки, при этом выход второй электронной задержки соединен с первым выводом электровоспламенителя, второй вывод которого соединен со вторым выводом бортового источника питания через вторую пару контактов инерционного замыкателя, а также соединен со вторыми выводами первого и второго накопительных конденсаторов.

Заявленный способ и устройство работают следующим образом.

В исходном состоянии устройство запуска маршевого двигателя отключено от источника питания, а электровоспламенитель маршевого двигателя зашунтирован конденсатором СЗ, чем обеспечивается безопасность изделия при сборке, хранении и от воздействия электромагнитных полей в процесс эксплуатации.

Для исключения срабатывания МД в процессе пуска в контейнере и в опасной ближней зоне радиусом (5÷7) м наряду с имеющейся ступенью предохранения (ИЗ) в устройство дополнительно введены две ступени предохранения, выполненные из двух электронных задержек Т1 и Т2, причем подключение второй задержки происходит после срабатывания первой.

При срабатывании стартового двигателя (вышибного устройства) инерционный замыкатель (ИЗ) в течение своего замкнутого состояния обеспечивает подачу напряжения от бортового источника питания (БИП).

При этом происходит заряд конденсатора С1 накопителя W1 через токоограничивающий резистор R1, до напряжения бортового источника питания (БИП) U1.

Электронная задержка Т1, выполненная по схеме транзисторного ключа с интегрирующей RC-цепью в базе, обеспечивает задержку включения τ1. После срабатывания Т1 конденсатор С1 разряжается на конденсатор С2 накопителя W2 через токоограничивающий резистор R2.

При условии С1=2⋅С2 конденсатор С2 заряжается до напряжения U2=0,7⋅U1.

В качестве третьего ключевого устройства используется электронная задержка Т2, выполненная по схеме транзисторного ключа, управляемого компаратором.

Компаратор выполнен по схеме дифференциального усилителя на транзисторах на один из входов которого подается опорное напряжение через резистивный делитель, а на второй вход через интегрирующую RC-цепь. Параметры резистивного делителя и RC-цепи подобраны таким образом, что через время задержки τ2 после начала заряда конденсатора С2 на выходе компаратора появляется сигнал, открывающий ключ, через который конденсатор С2 разряжается на ЭВ МД, поджигая его.

Емкости накопительных конденсаторов С1 и С2 определяются исходя из требуемой величины разрядного тока в течение времени необходимого для гарантированного срабатывания ЭВ МД.

В предлагаемом способе запуска МД поставленная задача решается за счет отказа от применения электровоспламенителя замедленного действия в пользу электровоспламенителя мгновенного действия, подключенного к выходу электронной задержки, что по сравнению с известным способом позволяет повысить надежность запуска МД.

1. Способ запуска маршевого двигателя от бортового источника электропитания, задержанного по времени от момента начала работы стартового двигателя управляемой ракеты, отличающийся тем, что на время работы стартового двигателя к бортовому источнику питания подключают первый накопитель энергии, далее с задержкой по времени от подключения первого накопителя энергии подключают второй накопитель энергии и затем с задержкой по времени разряжают второй накопитель энергии на электровоспламенитель маршевого двигателя.

2. Устройство запуска маршевого двигателя, содержащее бортовой источник питания, инерционный замыкатель с первой и второй парой контактов, срабатывающих под действием стартового ускорения, при этом первый вывод бортового источника питания подключен к одному из выводов первой пары инерционного замыкателя, а ко второму выводу бортового источника питания подключен второй вывод электровоспламенителя через вторую пару контактов инерционного замыкателя, отличающееся тем, что в устройство введены два накопителя энергии - первый и второй, две электронные задержки - первая и вторая, а также токоограничительные резисторы, при этом первый вывод первого накопителя энергии соединен с первым выводом бортового источника питания через первую пару контактов инерционного замыкателя посредством токоограничительного резистора и также соединен со входом первой электронной задержки, первый вывод второго накопителя энергии соединен с выходом первой электронной задержки посредством токоограничительного резистора и со входом второй электронной задержки, при этом выход второй электронной задержки соединен с первым выводом электровоспламенителя, второй вывод которого соединен со вторым выводом бортового источника питания через вторую пару контактов инерционного замыкателя, а также соединен со вторыми выводами первого и второго накопителей энергии.

3. Устройство запуска маршевого двигателя по п. 2, отличающееся тем, что накопитель энергии выполнен в виде одного или более конденсаторов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области управления летательных аппаратов и может быть использовано в управляемых ракетах, планирующих управляемых беспилотных объектах. Технический результат – обеспечение синхронности раскрытия рулей, снижение габаритно-массовых характеристик и повышение надежности.

Группа изобретений относится к области вооружения и военной техники, а именно к боевым частям с объемно-детонирующими зарядами и осколочно-фугасным боевым частям реактивных снарядов.

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах. Технический результат заключается в улучшении динамических свойств управляемой пули и увеличении точности стрельбы.

Группа изобретений относится к области ракетного вооружения и, в частности, к управляемым ракетам, применяемым по наземным и надводным целям. Технический результат - повышение точности наведения боевых элементов ракеты.

Изобретение относится к испытательной технике, а именно к проведению тепловых испытаний керамических обтекателей. Способ тепловых испытаний керамических обтекателей включает нагрев обтекателя, измерение температуры и подачу газовой смеси.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к активно-реактивным снарядам. Технический результат - увеличение дальности и точности стрельбы.

Изобретение предназначено для использования в боевой космической технике для поражения летательных аппаратов. Технический результат - повышение поражающей способности.

Изобретение предназначено для использования в боевой космической технике для поражения летательных аппаратов. Технический результат - повышение поражающей способности.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах с радиокомандной системой управления и высокоскоростными ракетами.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет. Технический результат - уменьшение возмущений, действующих на маршевую ступень при разделении, а также увеличение скорости разгона на старте и повышение работоспособности на сверхвысоких скоростях полета.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано при создании взрывателей и неконтактных датчиков цели для зенитных ракет и снарядов. Техническим результатом является повышение помехозащищенности неконтактных датчиков цели ракет и снарядов от воздействия средств радиоподавления сверхзвуковых летательных аппаратов. Способ заключается в том, что определяют направление полета цели, снаряд выстреливают в направлении цели, фиксируют обнаружение цели неконтактным датчиком цели, в момент подлета снаряда к цели на заданное расстояние, определяемое неконтактным датчиком цели, подают команду на подрыв боевой части снаряда. При этом с помощью датчика динамического давления, установленного в носовой части снаряда, непрерывно измеряют полное давление Р, в вычислительный блок неконтактного датчика цели вводят максимальное значение полного давления Рм, измеренно на начальном участке полета снаряда, непрерывно сравнивают зарегистрированное значение Р со значением Рм, и при превышении зарегистрированным давлением Р величины Рм выдают команду на снятие ступени предохранения неконтактного датчика цели от воздействия помех, и по заданному алгоритму в зависимости от угла сближения снаряда с целью и скорости движения цели подают команду на подрыв боевой части снаряда. 2 ил.
Наверх