RU2343399C1 - Device for rocket self-liquidation - Google Patents
Device for rocket self-liquidation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2343399C1 RU2343399C1 RU2007117983/02A RU2007117983A RU2343399C1 RU 2343399 C1 RU2343399 C1 RU 2343399C1 RU 2007117983/02 A RU2007117983/02 A RU 2007117983/02A RU 2007117983 A RU2007117983 A RU 2007117983A RU 2343399 C1 RU2343399 C1 RU 2343399C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- rocket
- self
- trajectory
- Prior art date
Links
Landscapes
- Time Recorders, Dirve Recorders, Access Control (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к системам управления и может использоваться для самоликвидации ракет в критических ситуациях.The invention relates to control systems and can be used for self-destruction of missiles in critical situations.
Известно устройство для самоликвидации ракеты (см. патент № WO 3193 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 электрический сигнал, обеспечивающий самоликвидацию ракеты.A device for self-liquidation of a rocket is known (see patent No. WO 3193 dated 07/09/98, IPC: F41G 7/34 "Rocket with geographic restriction of flight path", published on 01/21/2000) containing a navigation system, a memory unit, an electronic control unit and executive device. The electronic control unit provides a search in the memory unit for data on the position of the rocket, which corresponds to the position specified by the navigation system. In this case, the admissibility of the position of the rocket is determined. If its position is unacceptable, the actuator generates an electrical signal that ensures the self-liquidation of the rocket.
Недостатками данного устройства являются сложность реализации из-за необходимости использования, кроме электронного управляющего блока, сложной навигационной системы и блока памяти большой емкости, а также ограниченные функциональные возможности, обусловленные отсутствием возможности самоликвидации ракеты при нештатном пуске (например, аварийном, случайном), поскольку в этом случае устройство для самоликвидации ракеты находится в незадействованном состоянии.The disadvantages of this device are the difficulty of implementation due to the need to use, in addition to an electronic control unit, a complex navigation system and a large capacity memory unit, as well as limited functionality due to the inability to self-liquidate a missile during an abnormal launch (for example, emergency, accidental), since in this case, the device for self-destruction of the rocket is in an idle state.
Наиболее близким к заявляемому устройству по совокупности существенных признаков является «Устройство для самоуничтожения боевого элемента» (см. патент РФ № 2135951 от 24.04.98, МПК: F42C 9/00, Васильев А.В., опубл. в БИ № 24, 1999), 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.The closest to the claimed device in terms of essential features is “Device for self-destruction of a combat element” (see RF patent No. 2135951 of 04.24.98, IPC: F42C 9/00, Vasiliev A.V., published in BI No. 24, 1999 ) containing a series-connected voltage source (power source), a storage capacitor (power source), an ignition key and a detonator (electric detonator), as well as a temporary device, an impact sensor and a threshold device. The output of the voltage source is connected to the input of the threshold device. The first output of the threshold device is connected to the input of the temporary device. The second output of the threshold device, the output of the temporary device and the output of the shock sensor are connected to the control inputs of the ignition key, respectively.
Недостатком прототипа являются ограниченные функциональные возможности, обусловленные невозможностью самоликвидации ракеты при нештатном пуске.The disadvantage of the prototype is limited functionality due to the inability to self-destruct rockets during abnormal launch.
Задачей, решаемой заявляемым изобретением, является создание устройства для самоликвидации ракеты, обладающего возможностью самоликвидации ракеты как при штатном, так и при нештатном пуске.The problem solved by the claimed invention is the creation of a device for the self-liquidation of a rocket, with the ability to self-liquidate a rocket with both regular and abnormal launch.
Техническим результатом заявляемого устройства является расширение функциональных возможностей за счет обеспечения самоликвидации ракеты как при штатном, так и при нештатном пуске. Это достигается тем, что в устройство для самоликвидации ракеты, содержащее источник питания, электродетонатор и первый датчик, введены входная шина, шина управления, блок управления, последовательно соединенные второй и третий датчики, устройство коммутации состояния, управляющий вход которого соединен с шиной управления, а первый вход - с выходом блока управления, управляющий вход которого соединен с входной шиной, а вход - с выходом источника питания и входом третьего датчика, выход второго датчика соединен с вторым входом устройства коммутации состояния, первый выход которого соединен с входом первого датчика, выход которого соединен со входом электродетонатора и с вторым выходом устройства коммутации состояния, при этом первый, второй и третий датчики выполнены в виде траекторных датчиков.The technical result of the claimed device is to expand the functionality by ensuring the self-liquidation of the rocket during both standard and emergency launch. This is achieved by the fact that the input bus, the control bus, the control unit, the second and third sensors in series, the state switching device, the control input of which is connected to the control bus, are introduced into the device for self-liquidation of the rocket containing the power source, electric detonator and the first sensor the first input is with the output of the control unit, the control input of which is connected to the input bus, and the input is with the output of the power source and the input of the third sensor, the output of the second sensor is connected to the second input of the device to switching the state, the first output of which is connected to the input of the first sensor, the output of which is connected to the input of the electric detonator and to the second output of the state switching device, while the first, second and third sensors are made in the form of trajectory sensors.
Указанная совокупность признаков позволяет обеспечить возможность самоликвидации ракеты как при штатном, так и при нештатном пуске. Одновременно достигается повышение надежности выполнения ракетой поставленной задачи при штатном пуске за счет исключения возможности самоликвидации ракеты при поражении отдельных функциональных блоков.The specified set of features makes it possible to ensure the self-liquidation of the rocket during both standard and abnormal launch. At the same time, an increase in the reliability of the missile’s performance of the task during regular launch is achieved by eliminating the possibility of the self-destruction of the rocket when individual functional blocks are damaged.
На чертеже приведена структурная схема устройства для самоликвидации ракеты.The drawing shows a structural diagram of a device for self-destruction of a rocket.
Устройство для самоликвидации ракеты содержит источник питания 1, электродетонатор 2, входящий в состав устройства ликвидации 3, первый траекторный датчик 4, блок управления 5, устройство коммутации состояния 6, второй 7 и третий 8 траекторные датчики, входную шину 9 и шину управления 10.The device for self-liquidation of a rocket contains a power source 1, an electric detonator 2, which is part of the elimination device 3, a first trajectory sensor 4, a control unit 5, a state switching device 6, a second 7 and a third 8 trajectory sensors, an input bus 9 and a control bus 10.
Выход источника питания 1 соединен с входом блока управления 5, к управляющему входу которого подключена входная шина 9, а выход которого соединен с первым входом устройства коммутации состояния 6. Управляющий вход устройства коммутации состояния 6 подключен к шине управления 10, второй вход через последовательно соединенные траекторные датчики 7 и 8 - к выходу источника питания 1. Первый выход устройства коммутации состояния 6 подключен к входу траекторного датчика 4, выход которого соединен с вторым выходом устройства коммутации состояния 6 и входом электродетонатора 2, входящего в состав устройства ликвидации 3.The output of the power source 1 is connected to the input of the control unit 5, to the control input of which an input bus 9 is connected, and the output of which is connected to the first input of the state switching device 6. The control input of the state switching device 6 is connected to the control bus 10, the second input is connected through trajectory in series sensors 7 and 8 to the output of the power source 1. The first output of the state switching device 6 is connected to the input of the path sensor 4, the output of which is connected to the second output of the state switching device 6 and the input of the electric detonator 2, which is part of the elimination device 3.
В качестве источника питания 1 может использоваться аккумуляторная батарея 5 НКМ-1М, ТУ16-90 ИЛВЕ.563.511.068ТУ.As a power source 1 can be used battery 5 NKM-1M, TU16-90 ILVE.563.511.068TU.
В качестве электродетонатора 2 может использоваться безопасный электродетонатор АЭД3011ТУ.As the electric detonator 2 can be used safe electric detonator AED3011TU.
В качестве траекторного датчика 4 может использоваться устройство взведения для летающих объектов, нормально замкнутый контакт которого включен между входом и выходом траекторного датчика 4.As a trajectory sensor 4, a cocking device for flying objects can be used, a normally closed contact of which is connected between the input and output of the trajectory sensor 4.
В качестве блока управления 5 могут использоваться два устройства подключения, управляемых двумя независимыми электронными ключами, входы которых соединены с управляющим входом блока управления 5, вход и выход которого подключены к последовательно соединенным нормально разомкнутым контактам указанных устройств подключения.As the control unit 5, two connection devices controlled by two independent electronic keys can be used, the inputs of which are connected to the control input of the control unit 5, the input and output of which are connected to the normally connected contacts of the indicated connection devices.
В качестве устройства коммутации состояния 6 может использоваться электронный кодовый замок, входная шина которого является управляющим входом устройства коммутации состояния 6, второй вход и первый выход которого подключены к нормально замкнутому контакту, а первый вход и второй выход подключены к нормально разомкнутому контакту электромагнитного механизма (реле) электронного кодового замка.An electronic code lock can be used as state switching device 6, the input bus of which is the control input of state switching device 6, the second input and the first output of which are connected to a normally closed contact, and the first input and second output are connected to a normally open contact of the electromagnetic mechanism (relay ) electronic combination lock.
В качестве траекторного датчика 7 (8) может использоваться устройство взведения для летающих объектов, нормально разомкнутый контакт которого включен между входом и выходом траекторного датчика 7 (8).As a trajectory sensor 7 (8), a cocking device for flying objects can be used, the normally open contact of which is connected between the input and output of the trajectory sensor 7 (8).
Устройство для самоликвидации ракеты работает следующим образом.A device for self-destruction of a rocket works as follows.
Перед штатным пуском ракеты производится подача напряжения питания на устройство коммутации состояния 6 и блок управления 5. Далее устройство коммутации состояния 6 переводится при помощи специального (кодового) сигнала с шины управления 10 в состояние, обеспечивающее прохождение сигнала с блока управления 5 на электродетонатор 2 и исключающее прохождение сигнала через траекторные датчики 4, 7 и 8. После осуществления штатного пуска ракеты при необходимости (например, при отклонении ракеты от заданной траектории) с земли подается сигнал (например, по радиоканалу, не показан) с входной шины 9 в блок управления 5 на самоликвидацию ракеты. При этом источник питания 1 подключается через блок управления 5 и устройство коммутации состояния 6 к входу электродетонатора 2 устройства ликвидации 3, что вызывает его срабатывание и самоликвидацию ракеты.Before the regular launch of the rocket, the supply voltage is supplied to the state switching device 6 and the control unit 5. Next, the state switching device 6 is transferred using a special (code) signal from the control bus 10 to a state that ensures the signal from the control unit 5 to the detonator 2 and excluding the signal passes through the trajectory sensors 4, 7, and 8. After a regular launch of the rocket, if necessary (for example, when the rocket deviates from a given trajectory), a signal is sent from the ground (to Reamer, over the air, not shown) from the input bus 9 to the control unit 5 on the missile self-destruct. In this case, the power source 1 is connected through the control unit 5 and the state switching device 6 to the input of the electric detonator 2 of the elimination device 3, which causes its operation and self-destruction of the rocket.
В исходном состоянии устройства для самоликвидации ракеты исключена возможность самоликвидации ракеты перед ее пуском путем случайной выдачи команды через входную шину 9 на блок управления 5, так как выход блока управления 5 отключен от входа электродетонатора 2 устройством коммутации состояния 6. Траекторные датчики 7, 8, соединенные с входом траекторного датчика 4 (в исходном состоянии его вход замкнут с выходом нормально замкнутым контактом) через устройство коммутации состояния 6, обеспечивают подачу напряжение с источника 1 питания на электродетонатор 2 в случае нештатного (например, аварийного или случайного) пуска ракеты. При выходе ракеты на траекторию полета на первом заданном участке траектории срабатывают траекторные датчики 7, 8, что приводит к подключению источника питания 1 к входу электродетонатора 2 устройства ликвидации 3, который срабатывает и вызывает самоликвидацию ракеты.In the initial state of the device for self-liquidation of a rocket, the possibility of self-liquidation of a rocket before its launch by accidentally issuing a command through the input bus 9 to the control unit 5 is excluded, since the output of the control unit 5 is disconnected from the input of the electric detonator 2 by the state switching device 6. Trajectory sensors 7, 8 connected with the input of the trajectory sensor 4 (in the initial state, its input is closed with the output by a normally closed contact) through the state switching device 6, they supply voltage from the power supply 1 to an electric detonator 2 in case of abnormal (for example, emergency or accidental) launch of a rocket. When the rocket enters the flight path in the first predetermined portion of the path, the trajectory sensors 7, 8 are activated, which leads to the connection of the power source 1 to the input of the electric detonator 2 of the elimination device 3, which is triggered and causes the rocket to self-destruct.
Если необходимость самоликвидации ракеты при штатном ее пуске отсутствует, то при выходе ракеты на траекторию полета на первом заданном участке траектории срабатывают траекторные датчики 7, 8. Далее, через временной интервал Δt, на втором заданном участке траектории происходит срабатывание траекторного датчика 4, что приводит к отключению его входа от выхода. При этом в цепи самоликвидации при нештатном пуске ракеты есть два функциональных блока, препятствующих подключению источника питания 1 к входу электродетонатора 2 устройства ликвидации 3: траекторный датчик 4 и устройство коммутации состояния 6, второй вход и первый выход которого разомкнуты. Это способствует повышению надежности выполнения ракетой поставленной задачи за счет исключения возможности самоликвидации ракеты при ее поражении (приводящем к замыканию контактов указанных функциональных блоков). А применение двух траекторных датчиков 7, 8 обеспечивает безопасность эксплуатации устройства, поскольку преждевременное срабатывание (отказ) одного из них не приведет к самоликвидации ракеты до осуществления ее нештатного пуска.If there is no need for self-liquidation of a rocket during its regular launch, then when the rocket enters the flight path in the first predetermined path section, the trajectory sensors 7, 8 are triggered. Then, after a time interval Δt, the trajectory sensor 4 is triggered in the second predetermined portion of the trajectory, which leads to disconnecting its input from the output. At the same time, in the self-liquidation circuit during an abnormal launch of the rocket, there are two functional blocks that prevent the power supply 1 from being connected to the input of the electric detonator 2 of the elimination device 3: the trajectory sensor 4 and the state switching device 6, the second input and the first output of which are open. This helps to increase the reliability of the missile’s performance of the task by eliminating the possibility of self-destruction of the missile when it is damaged (leading to the closure of the contacts of these functional blocks). And the use of two trajectory sensors 7, 8 ensures the safe operation of the device, since the premature actuation (failure) of one of them will not lead to the self-liquidation of the rocket before its abnormal launch.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007117983/02A RU2343399C1 (en) | 2007-05-14 | 2007-05-14 | Device for rocket self-liquidation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007117983/02A RU2343399C1 (en) | 2007-05-14 | 2007-05-14 | Device for rocket self-liquidation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2343399C1 true RU2343399C1 (en) | 2009-01-10 |
Family
ID=40374263
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007117983/02A RU2343399C1 (en) | 2007-05-14 | 2007-05-14 | Device for rocket self-liquidation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2343399C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2724152C1 (en) * | 2019-09-18 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения" | Missile with spatial limitation of flight trajectory and method of its self-destruction |
-
2007
- 2007-05-14 RU RU2007117983/02A patent/RU2343399C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2724152C1 (en) * | 2019-09-18 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения" | Missile with spatial limitation of flight trajectory and method of its self-destruction |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR940004650B1 (en) | Modular electronic safe arm device | |
| JP6368309B2 (en) | High voltage ignition unit, munitions system and method of operation thereof | |
| EP2694913B1 (en) | Electro-mechanical fuze for a projectile | |
| US20030070571A1 (en) | Submunition fuzing and self-destruct using MEMS arm fire and safe and arm devices | |
| US8887640B1 (en) | Electro-mechanical fuze for hand grenades | |
| US6295932B1 (en) | Electronic safe arm and fire device | |
| US3952660A (en) | Fuze safing and arming device utilizing propellant ionization | |
| EP2486365B1 (en) | Detonator | |
| US5271327A (en) | Elecro-mechanical base element fuze | |
| US5245926A (en) | Generic electronic safe and arm | |
| US7334523B2 (en) | Fuze with electronic sterilization | |
| RU2343399C1 (en) | Device for rocket self-liquidation | |
| US4727810A (en) | Safe and arm device for a secondary-explosive detonator | |
| US7478595B1 (en) | Base mounted airburst fuze for projectile | |
| RU2316722C1 (en) | Missile self-destroying device | |
| US4882993A (en) | Electronic back-up safety mechanism for hand-emplaced land mines | |
| US3728936A (en) | Arming and safing device | |
| KR101885730B1 (en) | General purpose electronic safety and arming device with flight environment and target collision detection function | |
| CN107270788B (en) | Sensor redundancy type trigger fuze | |
| US20080072781A1 (en) | System and method for safing and arming a bore-launched projectile | |
| US4833991A (en) | Submunition incorporating a fuze | |
| RU2380653C2 (en) | Safe-and-actuate mechanism of missile warhead | |
| TR202008782A2 (en) | LOW ENERGY ELECTRONIC SAFETY INSTALLATION AND IGNITION SYSTEM | |
| US5886286A (en) | Monitoring safety system | |
| US7261035B1 (en) | Method and system for operation of a safe and arm device |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100515 |