EP0918210B1 - Sicherungseinrichtung für Zünder von Gefechtsköpfen - Google Patents
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- EP0918210B1 EP0918210B1 EP98121468A EP98121468A EP0918210B1 EP 0918210 B1 EP0918210 B1 EP 0918210B1 EP 98121468 A EP98121468 A EP 98121468A EP 98121468 A EP98121468 A EP 98121468A EP 0918210 B1 EP0918210 B1 EP 0918210B1
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- ignition
- steering
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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
- F42C15/18—Arming-means in fuzes; Safety means for preventing premature detonation of fuzes or charges wherein a carrier for an element of the pyrotechnic or explosive train is moved
- F42C15/188—Arming-means in fuzes; Safety means for preventing premature detonation of fuzes or charges wherein a carrier for an element of the pyrotechnic or explosive train is moved using a rotatable carrier
Definitions
- the invention relates to a safety device for detonators of warheads according to the preamble of claim 1.
- Such safety devices are intended to unlock the detonators depending perform certain criteria automatically or in the case of a Malfunction will cause the fuse to jam in the fuse.
- each detonator comprise at least two securing elements must, independently of each other, the accidental fuse of the detonator and thus prevent the main charge from igniting.
- Each must these securing elements from at least one not through to the other Element acting environmental force can be operated.
- the invention has for its object a safety device for detonators to create warheads that only exist in the correct two Sequence occurring and independent of each other physical Unlocked criteria and guaranteed complete reliability of the igniter.
- the detonator on the ignition rotor by eliminating the detonator on the ignition rotor and by the two detonators assigned to the control rotor ensure the functional reliability given the ignition device.
- a possible incorrect setting of the Ignition rotor is not a safety-critical case. This also contributes to the transfer charge of the ignition rotor consists of a secondary explosive.
- the security requirements are met by the measures according to the invention according to MIL-STD-1316 and according to STANAG 4187.
- One occurs at the detonator direct locking of the control rotor via a mechanical connection between a magnet and the control rotor by an additional one Locking pin. Because of these measures, the control rotor secured by the recoil mass, its unlocking by the launch acceleration done, and secured by the locking pin to the magnet, its unlocking is done by the electrical signal of the missile launch.
- the securing device for an igniter of a warhead for missiles, Missiles or the like starts from two rotors, one of which is the first rotor a control rotor 1 and the second rotor is an ignition rotor 2, both by an external toothing are in gear connection with each other.
- the drive of the control rotor 1 takes place in principle by the launch acceleration of the Missile.
- the rotational movement and the direction of rotation of the control rotor 1 determined by a radially outward center of gravity.
- the ignition rotor 2 has a radially outward center of gravity, which makes it easy to carry is facilitated by the control rotor 1 via the toothing 3.
- a two-armed lever 5 acts on an electromagnetic locking device 4, which is pivotable about the axis 6. At the free end of the lever 5 is in the middle Area connected a locking pin 7 for a recoil mass. On additional locking pin 8 is with the outer end of the second lever arm connected and engages in the control rotor 1.
- This Design means a direct locking of the control rotor 1 by the additionally attached to the lever 5 locking pin with the electromagnetic Locking device 4. In this way, the control rotor 1 is once through Backfire mass secured. The control rotor 1 is unlocked by Accelerated launch of the warhead with the missile.
- the second fuse forms the additional locking pin 8 in connection with the electromagnetic Locking device 4, the unlocking by the electrical signal of the rocket launch.
- control rotor 1 and the ignition rotor 2 are in section in one Warhead 9 shown.
- the two rotors 1 and 2 are by external teeth 3 back in gearbox connection.
- Located in the two rotors 1 and 2 transfer charges 10 and 11.
- There are two around the control rotor 1 180 ° opposing detonators 12 and 13 are provided, which are in corresponding Channels or recesses 14 and 15 of the warhead 9 are located.
- the channels 14 and 15 and with them the detonators 12 and 13 are thereby coaxial aligned with the axis of rotation of the control rotor 1.
- FIG. 3 is made up of the three superimposed representations of the Rotors together.
- the top illustration in FIG. 3 shows the securing position, the middle representation reveals the transition position and the lower representation shows the unlocked ignition position.
- both rotors are equipped with centers of gravity from the center are offset radially outwards from or from the axis of rotation. For example, this will reached through the recesses 16 and 17 in the rotors.
- the detonators 12 and 13 can be seen, each in this example are assigned to one of the rotors. Detonators 12 and 13 are in Holes of a security base plate. Furthermore, in the control rotor 1 and Ignition rotor 2, the ignition transformer 11 and 10 shown.
- a first locking pin 7 engages in the control rotor 1, while the second locking pin 8 in the Movement path of the ignition rotor 2 is used.
- the locking pins 7 and 8 are firmly attached to a common device, for example lever 5. How 3 can be seen, the locking pin 7 with an escapement gear 18 in operative connection. Are in this securing position the transfer charges 10 and 11 of the two rotors 1 and 2 outside the positions of the detonators 12 and 13. Only by a rotary movement, caused by the acceleration of the warhead at the launch of the missile the transfer charges move according to the direction of rotation of the two rotors 1 and 2 to the positions of the detonators 12 and 13. The synchronous process is guaranteed by the double-sided toothing 3.
- the locking pin 8 remains in position via the lever 5.
- This desired mechanical locking of the ignition rotor 2 according to FIG. 3 is made possible by the fact that the recoil mass has been increased and a additional locking pin 8 has been used, which is directly mechanically in the Ignition rotor 2 engages. By this measure, the ignition rotor 2 is double mechanical locked by the recoil mass and by the interlocking with the Control rotor.
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Description
Die Erfindung betrifft eine Sicherungseinrichtung für Zünder von Gefechtsköpfen
nach dem Oberbegriff von Patentanspruch 1.
Derartige Sicherungseinrichtungen sollen die Entsicherung von Zündern in Abhängigkeit
von bestimmten Kriterien selbsttätig durchführen oder im Falle einer
Fehlfunktion eine Blockierung des Zünders in der Sicherstellung bewirken.
Aus der Militärnorm MIL-STD-1316 ist die Forderung bekannt, dass das Sicherungssystem
eines jeden Zünders mindestens zwei Sicherungselemente umfassen
muss, die unabhängig voneinander die unbeabsichtigte Einsicherung des Zünders
und damit die Zündung der Hauptladung verhindern können. Dabei muss jedes
dieser Sicherungselemente von mindestens einer nicht auch durch auf das andere
Element einwirkenden umweltbedingten Kraft betätigt werden.
Bei einer Sicherungseinrichtung für einen Gefechtskopf nach der US A 4,337,701
- von der die Erfindung ausgeht - liegen zwei, durch eine Verzahnung miteinander
verbundene Rotoren vor. Diese sind in einen Steuerungsrotor und einen Zündrotor
gegliedert. Aufgrund radial außen liegender Schwerpunkte erhalten diese
ihre Drehenergie aufgrund der Beschleunigungen des Gefechtskopfes. Die Sicherung
der Rotoren erfolgt elektromechanisch, in dem der Steuerungsrotor durch
einen Stift einer Rückschießmasse mechanisch arretiert ist. Dabei ist die Rückschießmasse
durch einen elektromagnetisch betätigten Sicherungsstift in Sicherstellung
festgelegt. Zur Entsicherung des Sicherungsstiftes betätigt der Elektromagnet
einen zweiarmigen Hebel, der seinerseits den Sicherungsstift ansteuert.
Diese bekannte Steuerungsmimik ist aufgrund der vielfältigen Bauelemente störanfällig
und weist daher nicht die erforderliche Funktionssicherheit auf.
Bei einer weiteren Sicherungseinrichtung entsprechend der US A 3,498,225 liegt
ein äquivalenter Sachverhalt vor, in dem ein Elektromagnet über einen Bolzen
eine Rückschießmasse in Sicherstellung festlegt.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Sicherungseinrichtung für Zünder
von Gefechtsköpfen zu schaffen, die nur bei Vorhandensein von zwei in der richtigen
Reihenfolge auftretenden und voneinander unabhängigen physikalischen
Kriterien entsichert und eine völlige Funktionszuverlässigkeit des Zünders gewährleistet.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Merkmale des Patentanspruches
1 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen und Ausbildungen der Erfindung sind in
den Unteransprüchen beschrieben.
Erfindungsgemäß ist durch den Wegfall des Detonators am Zündrotor und durch
die zwei, dem Steuerungsrotor zugeordnete Detonatoren die Funktionszuverlässigkeit
der Zündeinrichtung gegeben. Eine mögliche fehlerhafte Scharstellung des
Zündrotors ist kein sicherungskritischer Fall. Dazu trägt auch bei, dass die Übertragungsladung
des Zündrotors aus einem Sekundärsprengstoff besteht.
Durch die erfindungsgemäßen Maßnahmen werden die Sicherheitsanforderungen
nach MIL-STD-1316 und gemäß STANAG 4187 erfüllt. Bei dem Zünder tritt eine
direkte Verriegelung des Steuerungsrotors über ein mechanische Verbindung zwischen
einem Magneten und dem Steuerungsrotor durch einen zusätzlich angebrachten
Sicherungsstift ein. Aufgrund dieser Maßnahmen ist der Steuerungsrotor
durch die Rückschießmasse gesichert, dessen Entsicherung durch die Abschussbeschleunigung
erfolgt, und durch den Sicherungsstift zum Magneten gesichert,
dessen Entsicherung durch das elektrische Signal des Flugkörperstartes geschieht.
Weitere Einzelheiten der Erfindung sind der nachfolgen Zeichnungsbeschreibung
zu entnehmen. Darin zeigen:
- Figur 1
- einen Schnitt durch den Steuerungsrotor
- Figur 2
- einen Schnitt durch die miteinander in Eingriff stehenden Steuerungsrotor und Sicherungsrotor
- Figur 3
- in schematischer Darstellung die Rückschießmasse mit zusätzlichem Sicherungsstift für den Sicherungsrotor.
Die Sicherungseinrichtung für einen Zünder eines Gefechtskopfes für Flugkörper,
Raketen oder dergleichen geht aus von zwei Rotoren, von denen der erste Rotor
ein Steuerungsrotor 1 und der zweite Rotor ein Zündrotor 2 ist, die beide durch
eine Außenverzahnung miteinander in Getriebeverbindung stehen. Der Antrieb
des Steuerungsrotors 1 erfolgt im Prinzip durch die Abschussbeschleunigung des
Flugkörpers.
Dabei wird die Drehbewegung und die Drehrichtung des Steuerungsrotors
1 durch einen radial nach außen verlegten Schwerpunkt bestimmt. Der Zündrotor 2
besitzt einen radial nach außen gelegten Schwerpunkt, wodurch seine Mitnahme
durch den Steuerungsrotor 1 über die Verzahnung 3 erleichtert wird.
An eine elektromagnetische Schließeinrichtung 4 greift ein zweiarmiger Hebel 5 an,
der um die Achse 6 schwenkbar ist. An dem freien Ende des Hebels 5 ist im mittleren
Bereich ein Sicherungsstift 7 für eine Rückschießmasse angeschlossen. Ein
zusätzlicher Sicherungsstift 8 ist mit dem äußeren Ende des zweiten Hebelarms
verbunden und greift in der Sicherstellung in den Steuerungsrotor 1 ein. Diese
Bauweise bedeutet eine direkte Verriegelung des Steuerungsrotors 1 durch den
zusätzlich am Hebel 5 angebrachten Sicherungsstift mit der elektromagnetischen
Schließeinrichtung 4. Auf diese Weise ist der Steuerungsrotor 1 einmal durch die
Rückschießmasse gesichert. Die Entsicherung des Steuerungsrotors 1 erfolgt durch
Abschußbeschleunigung des Gefechtskopfes mit dem Flugkörper. Die zweite Sicherung
bildet der zusätzliche Sicherungsstift 8 in Verbindung mit der elektromagnetischen
Schließeinrichtung 4, wobei die Entsicherung durch das elektrische Signal
des Raketenstarts erfolgt.
In Figur 2 sind der Steuerungsrotor 1 und der Zündrotor 2 im Schnitt in einem
Gefechtskopf 9 dargestellt. Die beiden Rotoren 1 und 2 sind durch eine Außenverzahnung
3 wieder in Getriebeverbindung. In den beiden Rotoren 1 und 2 befinden
sich Übertragungsladungen 10 und 11. An den Steuerungsrotor 1 sind zwei um
180° gegenüberliegende Detonatoren 12 und 13 vorgesehen, die sich in entsprechenden
Kanälen oder Ausnehmungen 14 und 15 des Gefechtskopfes 9 befinden.
Die Kanäle 14 und 15 und mit ihnen die Detonatoren 12 und 13 sind dadurch koaxial
zur Drehachse des Steuerungsrotors 1 ausgerichtet.
Der Vorteil der vorbeschriebenen Sicherungsmaßnahme besteht darin, daß zum
Zündrotor 2 und damit zum Zündübertrager 11 ein Detonator nicht mehr vorhanden
ist. Damit kann dieser Zündübertrager 11, der ausschließlich Sekundärsprengstoff
beinhaltet, nicht mehr initiiert werden. Eine mögliche fehlerhafte Scharfstellung
des Zündrotors 2 ist demzufolge kein sicherungskritischer Fall mehr. Ohne
weitere Maßnahmen wäre die Funktionszuverlässigkeit einer an sich gewünschten
redundanten Zündkette reduziert. Deshalb werden zum Steuerungsrotor 1 die zwei
um 180° zueinander versetzt eingebauten elektrischen Detonatoren 12 und 13 eingebaut,
wodurch die völlige Funktionszuverlässigkeit der Zündereinrichtung hergestellt
ist.
Die Figur 3 setzt sich aus den drei übereinander gezeichneten Darstellungen der
Rotoren zusammen. Die oberste Darstellung in Figur 3 zeigt die Sicherungsposition,
die mittlere Darstellung offenbart die Übergangsposition und die untere Darstellung
zeigt die entsicherte Zündposition. In allen drei Darstellungen bedeuten
gleiche Bezugszeichen gleiche Bauteile.
In der Sicherungsposition sind die beiden getrieblich durch eine Verzahnung miteinander
verbundenen Rotoren, nämlich Steuerungsrotor 1 und Zündrotor 2 zu
erkennen. Aus dieser schematisch stark vereinfachten Darstellung ist auch ersichtlich,
daß beide Rotoren mit Schwerpunkten ausgestattet sind, die vom Mittelpunkt
aus bzw. von der Drehachse aus radial nach außen versetzt sind. Dies wird beispielsweise
durch die Ausnehmungen 16 und 17 in den Rotoren erreicht. In den
Rotoren sind die Detonatoren 12 und 13 erkennbar, die in diesem Beispiel jeweils
einem der Rotoren zugeordnet sind. Die Detonatoren 12 und 13 befinden sich in
Bohrungen einer Sicherheitsgrundplatte. Ferner sind im Steuerungsrotor 1 und im
Zündrotor 2 die Zündübertrager 11 und 10 dargestellt. Ein erster Sicherungsstift 7
greift in den Steuerungsrotor 1 ein, während der zweite Sicherungsstift 8 in die
Bewegungsbahn des Zündrotors 2 eingesetzt ist. Die Sicherungsstifte 7 und 8 sind
an einer gemeinsamen Vorrichtung, beispielsweise Hebel 5, fest angebracht. Wie
aus der oberen Darstellung von Figuren 3 ersichtlich ist, steht der Sicherungsstift 7
mit einem Hemmgetriebe 18 in Wirkverbindung. In dieser Sicherungsposition befinden
sich die Übertragungsladungen 10 und 11 der beiden Rotoren 1 und 2 außerhalb
der Positionen der Detonatoren 12 und 13. Erst durch eine Drehbewegung,
die durch die Beschleunigung des Gefechtskopfes beim Start des Flugkörpers hervorgerufen
wird, wandern die Übertragungsladungen entsprechend der Drehrichtung
der beiden Rotoren 1 und 2 zu den Positionen der Detonatoren 12 und 13.
Der synchrone Ablauf wird durch die beiderseitige Verzahnung 3 gewährleistet.
Der Sicherungsstift 8 verbleibt in Position über den Hebel 5.
Die untere Darstellung von Figur 3 zeigt nun die entsicherte Zündposition, in welcher
die Übertragungsladungen 10 und 11 exakt in die Positionen der Detonatoren
eingeschwenkt sind.
Diese gewünschte mechanische Verriegelung des Zündrotors 2 gemäß der Figur 3
ist dadurch möglich geworden, daß die Rückschießmasse vergrößert wurde und ein
zusätzlicher Sicherungsstift 8 eingesetzt worden ist, der direkt mechanisch in den
Zündrotor 2 eingreift. Durch diese Maßnahme ist der Zündrotor 2 doppelt mechanisch
verriegelt durch die Rückschießmasse und durch die Verzahnung mit dem
Steuerungsrotor.
Claims (3)
- Sicherungseinrichtung für Zünder von Gefechtsköpfen mit zwei durch eine Außenverzahnung miteinander verbundene Rotoren, von denen der erste Rotor ein Steuerungsrotor (1) und der zweite Rotor ein Zünderrotor (2) ist, die beide radial nach außen verlegte Schwerpunkte besitzen und durch die Gefechtskopfbeschleunigung ihre Drehenergie erhalten,
der Steuerungsrotor (1) durch eine mechanische Verbindung zwischen einer elektromagnetischen Schließeinrichtung (4) und dem Steuerungsrotor (1) zusätzliche zur Rückschießmasse verriegelt ist,
wobei zwischen der Schließeinrichtung (4) und dem Steuerungsrotor (1) eine mechanische Verbindung (5, 8) besteht,
dadurch gekennzeichnet, dass der Steuerungsrotor (1) durch zwei um 180° zueinander versetzt eingebaute Detonatoren (12, 13) beaufschlagt ist, während dem Zündrotor (2) ein Detonator nicht zugeordnet ist. - Sicherungseinrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass die mechanische Verbindung durch einen Sicherungsstift (8) erfolgt, der an einem doppelarmigen Hebel (5) angebunden ist, dessen zweiter Arm mit der elektromagnetischen Schließeinrichtung (4) verbunden ist. - Sicherungseinrichtung nach einem der vorgenannten Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass der Zündrotor (2) mit dem Steuerungsrotor (1) zusätzlich zur Verzahnung (3) durch einen Sicherungsstift (8) verriegelt ist, welcher direkt in den Zündrotor (2) mechanisch eingreift.
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