DE3311620C2 - Verfahren zur Verzögerung der Zündkreisfreigabe - Google Patents
Verfahren zur Verzögerung der ZündkreisfreigabeInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
- F42C15/00—Arming-means in fuzes; Safety means for preventing premature detonation of fuzes or charges
- F42C15/40—Arming-means in fuzes; Safety means for preventing premature detonation of fuzes or charges wherein the safety or arming action is effected electrically
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Abstract
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Verzögerung der Zündkreisfreigabe, wodurch Trägerflugzeuge vor der Splittergarbe ihrer im Kurvenflug befindlichen Luft/Luft-Flugkörper geschützt werden.
Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Zeitverzögerung der Zündkreisfreigabe eines aus einem
Trägerflugzeug abgeschossenen Projektil- oder Flugkörpergefechtskopfes, wobei in der Auswerteelektronik
eines Rechners als Eingangsgrößen die axiale und radiale Beschleunigung bzw. deren einfache oder doppelte
Integration eingegeben und verarbeitet werden und eine variable Zeitverzögerung für die Zündkreisfreigabe
dergestalt ermittelt wird, daß bei hoher axialer Beschleunigung ohne wesentliche Querbeschleunigung eine
kurze Verzögerungszeit und mit zunehmender Querbeschleunigung eine längere Verzögerungszeit die Aktivierung
steuert.
Durch die DE-PS 23 31 788 der Anmelderin ist ein elektronischer Abstandszünder für beschleunigte
Sprengkörper bekanngeworden, der einen beschleunigungsempfindlichen Sensor besitzt und der die Auslösevorrichtung
so steuert, daß sie unabhängig in einem Abzugsdraht die Zündung für die Sprengladung in einem
vorbestimmten Abstand vom Boden sicher auslöst, wobei durch doppelte Integration der Beschleunigung
der gewünschte Abstand als Auslösekriterium ermittelt wird.
Weiterhin ist durch die DE-OS 25 28 770 eine Einrichtung zur Vurrohrsicherung von Geschoßzündern bekanntgeworden,
bei der der Zünder unabhängig von der auftretenden Beschleunigung erst nach Erreichen einer
definierten Differenzgeschwindigkeit oder einer ganz bestimmten Strecke nach dem Abschuß aktiviert wird.
Durch die US-PS 38 90 901 ist eine Zündkreisfreigabe bekannt, bei der einer Auswerteelektronik eines Rechners
als Eingangsgrößen die axiale und radiale Beschleunigung bzw. deren einfaches oder doppeltes Integral
eingegeben werden.
Aus der US-PS 37 50 583 ist ein Verfahren bekanntgeworden, wo einem Artilieriegeschoß beim Abschuß
dergestalt eine variable Zeitverzögerung für die Zündkreisfreigabe
eingegeben wird, daß bei hoher axialer Beschleunigung ohne wesentliche Querbeschleunigung
eine kurze Verzögerungszeit und mit zunehmender Querbeschleunigung eine längere Verzögerungszeit die
Aktivierung steuert.
Bei den Einrichtungen nach dem Stand der Technik liegt jeweils eine spezielle Aufgabe zugrunde, zu deren Lösung einmal ein Auslöseabstand und zum andernmal eine Differenzgeschwindigkeit oder eine bestimmte zurückgelegte Strecke dienen.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugründe, ein Verfahren der eingangs genannten Art aufzuzeigen, mit dem Trägerflugzeuge vor der Splittergarbe ihrer im Kurvenflug befindlichen Luft/Luft-FIugkörper geschützt wsrden.
Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 niedergelegten Maßnahmen gelöst. In der nachfolgenden Beschreibung ist ein Ausführungsbeispiel beschrieben und erläutert sowie in den Figuren der Zeichnung dargestellt Es zeigt
F i g. 1 ein Diagramm in relativen Zeiteinheiten mit den gegenübergestellten Parametern für den Geradeausflug und den Kurvenflug des Flugkörpers und die entsprechende Lage des Trägerflugzeugs,
Bei den Einrichtungen nach dem Stand der Technik liegt jeweils eine spezielle Aufgabe zugrunde, zu deren Lösung einmal ein Auslöseabstand und zum andernmal eine Differenzgeschwindigkeit oder eine bestimmte zurückgelegte Strecke dienen.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugründe, ein Verfahren der eingangs genannten Art aufzuzeigen, mit dem Trägerflugzeuge vor der Splittergarbe ihrer im Kurvenflug befindlichen Luft/Luft-FIugkörper geschützt wsrden.
Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 niedergelegten Maßnahmen gelöst. In der nachfolgenden Beschreibung ist ein Ausführungsbeispiel beschrieben und erläutert sowie in den Figuren der Zeichnung dargestellt Es zeigt
F i g. 1 ein Diagramm in relativen Zeiteinheiten mit den gegenübergestellten Parametern für den Geradeausflug und den Kurvenflug des Flugkörpers und die entsprechende Lage des Trägerflugzeugs,
Fig.2 ein Blockschaltbild für die Sicherungseinheit
(t - f ■ (b. ■ br)l
Fig. 3a bis 3b eine komplette Logikschaltung für die
Aktivierung des Zünders.
Von der Tatsache ausgehend, daß ein Trägerflugzeug mit einem startenden Flugkörper, der unmittelbar nach
dem Start einen starken Kurvenflug durchführt, erheblieh
länger im Bereich der Splittergarbe des Gefechtskopfes bleibt, weil hier die Beschleunigung und damit
die Geschwindigkeitszunahme geringer ist, liegt der Erfindung der generelle Gedanke zugrunde, die Zeitdifferenz
zwischen Start und Detonationsmöglichkeit für einen Gefechtskopf zu steuern und zwar in Abhängigkeit
von der axialen und radialen Beschleunigung.
Die Fig. 1 veranschaulicht in relativen Zeiteinheiten
schematisch die Situation beim Geradeausfiug des Flugkörpers, wobei eindeutig die Beschleunigung und damit
die Geschwindigkeitszunahme erheblich größer ist als beim Kurvenflug des Flugkörpers vom Start aus, bei
dem die Geschwindigkeit reduziert ist. Durch die markierten Zeiteinheiten ist deutlich zu erkennen, wie lange
das Trägerflugzeug im Vergleich zum Geradeausflug im Gefahrenbereich des eigenen Gefechtskopfes verbleibt.
Zur Lösung dieses Problems wird nun ein Verfahren
vorgeschlagen, womit eine für das Trägerflugzeug zu frühe Zündung des Gefechtskopfes verhindert wird, in
dem eine variable Zeitverzögerung für die Zündkreisfreigäbe erhalten wird, die bei axialer hoher Beschleunigung
ohne nennenswerte Querbeschleunigung kurz ist und bei zunehmender Querbeschleunigung entsprechend
länger wird. Die einzelnen Signale für die entsprechende Steuerung werden von einer Auswerteelektronik
eines Rechners 16 erarbeitet.
Als Eingangsgrößen für diese Auswerteelektronik sind einmal die axiale Beschleunigung allein, besonders
jedoch die einfache oder zweifache Integration derselben verwendbar, um die axiale Rclativgcschwindigkcit
ω bzw. den relativen axialen Abstand zu erhalten. Weiterhin
sind einsetzbar die radiale Beschleunigung allein, besonders auch die einfache bzw. doppelte Integration,
um die entsprechende Quergeschwindigkeit bzw. die
seitlichen Ablagen zu erhalten. Optimal jedoch ist die Kombination aus axialer und radialer Beschleunigung
bzw. deren integral- oder Doppelintegral-Werte hierfür.
In der Fig.2 ist eine Einrichtung zur Durchführung
des vorgeschlagenen Verfahrens gezeigt. Durch relativ einfache Beschleunigungssensoren 10,11, 12 mit einfachen
und billigen Integratoren 14, 15 kann generell der realtive Abstand in axialer Richtung und die radiale Ablage
mit streichender Genauigkeit bestimmt werden. Bewegt sich das Trägerflugzeug in gerader Flugrichtung
weiter, so errechnet der Rechner aus diesen Größen den entsprechenden Sicherheitsabstand bzw. die Sicherheitsgrenzen.
Bei höheren Anforderungen wird aus den Meßwerten bzw. der Verarbeitung die Winkellage
des Flugkörpers zur ursprünglichen Startrichtung ermittelt. Unter Einbeziehung des Winkelbereichs der
Splittergarbe des Gefechtskopfes können nun die Sicherheitskriterien berechnet werden. Hieiiiir zeigt nun
die Fig. 2 einen axialen Beschleunigungsmesser 10 für
die Z-Achse, und zwei radiale Beschleunigungsmesser 11,12 für die X- und Y-Achse. Die Werte dieser beiden
Einheiten werden in einer Einrichtung 13 zur vektoriellen Addition addiert, um so das Signal bzw. den Wert
der radialen Beschleunigung zu erhalten. Die Werte bzw. die Signale der axialen und radialen Beschleunigung
werden getrennt integriert, d. h. den ihnen gesondert zugeordneten Integrationseinheiten 14, 15 zugeführt,
um so die Geschwindigkeitsdifferenz zum Trägerflugzeug zu ermitteln. Um nun noch den relativen \bstand
zum Trägerflugzeug zu erhalten, kann eine zweite Integration — wie strichpunktiert gezeichnet — erfolgen.
Die Ausgangssignale der Integratoren werden einem Rechner 16 eingegeben, der dann das entsprechend
den eingegebenen Daten erarbeitete Signal 17 zur Entsicherung der Sicherungseinrichtung 20 zuleitet.
Das vorgeschlagene Verfahren kann nun noch weiter optimiert werden, indem dem Rechner 16 eine Programmiereinheit
18 mit einem Festprogramm zugeordnet ist. Diese Einheit 18 gibt beispielsweise Mindestwerte
für die axiale und radiale Beschleunigung, spezielle Schwellwerte etc. vor.
Bei einer weiteren Ausgestaltung kann der Rechner 16 auch durch externe Programme über eine Einheit 19
programmiert und gesteuert werden, beispielsweise dahingehend, daß bei Radarabstandsmessungen die Zündsignalfreigabe
erst wesentlich später erfolgt.
Als Sicherungseinrichtungen 20 können mechanische,
elektromechanische oder elektronische Geräte mit den entsprechenden elektronischen Ansteuerungen eingesetzt
werden. Das heißt, das Ausgangssignal des Rechners 16 kann ein mechanisches, elektronisches oder pyrotechnisches
Relais der Zündelektronik schließen, so daß ein Zündsignal erst ab dieser Zeit überhaupt ein
elektioexplosives Element zum Ansprechen bringt. Insbesondere
jedoch soll zu diesem Zeitpunkt erst ein Detonator in einer mechanischen oder elektromechanischen
Sicherheitseinrichtung in Scharfstellung gehen, wodurch eine Sperre freigegeben wird und der Detonator
von der Sicherheitsstellung in die Scharfstellung eingeschwenkt wird. Das Logikdiagramm (Blockschaltbild)
einer solchen kompletten Sicherungseinrichtung ist in der Fig.3a—3b dargestellt, die aufgrund der vorstehenden
Beschreibung und detaillierten Bezeichnung keinerlei weitere Erläuterungen mehr bedarf.
Hierzu 3 Blatt Zeichnungen
Claims (2)
1. Verfahren zur Zeitverzögerung der Zündkreisfreigabe eines aus einem Trägerflugzeug abgeschossenen
Projektil- oder Flugkörpergefechtskopfes, wobei in der Auswerteelektronik eines Rechners als
Eingangsgrößen die axiale und radiale Beschleunigung bzw. deren einfaches oder doppeltes Integral
eingegeben und verarbeitet werden und eine variable Zeitverzögerung für die Zündkreisfreigabe dergestalt
ermittelt wird, daß bei hoher axialer Beschleunigung ohne wesentliche Querbeschleunigung eine
kurze Verzögerungszeit und mit zunehmender Querbeschleunigung eine längere Verzögerungszeit
die Aktivierung steuert, dadurch gekennzeichnet,
daß zur Steuerung der Zeitdifferenz zwischen Start und Detonation die Meßwerte aus
axialer und radialer Beschleunigung in dem Rechner (16) mit den Meßwerten der Flugkörperwinkellage
und dem Wert des Winkelbereichs der Gefechtskopf-Splittergarbe zur Ermittlung der jeweils günstigsten
Verzögerungszeit verarbeitet werden und der die Meßwerte verarbeitende Rechner (16) durch
ein Festprogramm (18) und auch durch externe Programme (19) gesteuert wird.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Zündsignalfreigabe (17) direkt vom
Rechner (16) an die Sicherungseinrichtung (20) übermittelt wird.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19833311620 DE3311620C2 (de) | 1983-03-30 | 1983-03-30 | Verfahren zur Verzögerung der Zündkreisfreigabe |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19833311620 DE3311620C2 (de) | 1983-03-30 | 1983-03-30 | Verfahren zur Verzögerung der Zündkreisfreigabe |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3311620A1 DE3311620A1 (de) | 1984-11-08 |
DE3311620C2 true DE3311620C2 (de) | 1985-06-20 |
Family
ID=6195111
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19833311620 Expired DE3311620C2 (de) | 1983-03-30 | 1983-03-30 | Verfahren zur Verzögerung der Zündkreisfreigabe |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3311620C2 (de) |
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CO2017008406A1 (es) | 2017-08-17 | 2017-09-20 | Tobon Trujillo Luis Eduardo | Espoleta electromecánica de percusión para munición aérea multipropósito |
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1983
- 1983-03-30 DE DE19833311620 patent/DE3311620C2/de not_active Expired
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Also Published As
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DE3311620A1 (de) | 1984-11-08 |
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