JP3251599B2 - 安全ロケット点火システムを有するミサイル - Google Patents

安全ロケット点火システムを有するミサイル

Info

Publication number
JP3251599B2
JP3251599B2 JP53381799A JP53381799A JP3251599B2 JP 3251599 B2 JP3251599 B2 JP 3251599B2 JP 53381799 A JP53381799 A JP 53381799A JP 53381799 A JP53381799 A JP 53381799A JP 3251599 B2 JP3251599 B2 JP 3251599B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
missile
signal
ignition
rocket
squib
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP53381799A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2000513787A (ja
Inventor
アトキンソン、ボビー・ジー
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Raytheon Co
Original Assignee
Raytheon Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Raytheon Co filed Critical Raytheon Co
Publication of JP2000513787A publication Critical patent/JP2000513787A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3251599B2 publication Critical patent/JP3251599B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/38—Safety devices, e.g. to prevent accidental ignition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/95—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41A—FUNCTIONAL FEATURES OR DETAILS COMMON TO BOTH SMALLARMS AND ORDNANCE, e.g. CANNONS; MOUNTINGS FOR SMALLARMS OR ORDNANCE
    • F41A19/00—Firing or trigger mechanisms; Cocking mechanisms
    • F41A19/58—Electric firing mechanisms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/007—Preparatory measures taken before the launching of the guided missiles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B5/00—Cartridge ammunition, e.g. separately-loaded propellant charges
    • F42B5/02—Cartridges, i.e. cases with charge and missile
    • F42B5/10—Cartridges, i.e. cases with charge and missile with self-propelled bullet
    • F42B5/105—Cartridges, i.e. cases with charge and missile with self-propelled bullet propelled by two propulsive charges, the rearwardly situated one being separated from the rest of the projectile during flight or in the barrel; Projectiles with self-ejecting cartridge cases
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Optical Radar Systems And Details Thereof (AREA)
  • Geophysics And Detection Of Objects (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 ［発明の技術的背景］ ［発明の技術分野］ 本発明は、ロケット点火装置に関する。特に、本発明
はミサイルのようなロケット推進体を発射するために使
用されるロケットモータの点火をトリガーするためのシ
ステムに関する。
［従来技術の説明］ ロケット推進システムは、スペースシャトルからミサ
イル発射にわたる広い範囲の種々の用途で使用されてい
る。そのようなシステムはロケットモータに伴う点火を
制御するための安全で信頼性のあるシステムである必要
があがる。
安全で効率のよいロケット点火システムは、大口径の
発射装置からミサイルのようなロケット推進体を発射す
る場合のような軍事用として特に重要である。大口径の
発射装置は、ミサイルに含まれているロケットモータを
付勢するための推進剤導火線を含んでいる。推進剤導火
線の点火はそれに関連して閃光と音響圧力パルスを発生
する。
典型的なロケットモータ点火システムは圧力パルスを
検出するための衝撃スイッチのような衝撃（percussio
n）装置を備えている。この衝撃装置によって圧力パル
スが検出されると、ロケットモータ点火システムはミサ
イルのロケットモータの推進剤を電気的に点火してミサ
イルを発射させる。
しかしながら、そのような点火システムは無関係な圧
力パルスが意図しないミサイルの発射を生じる可能性が
あるので騒音環境では誤発射の危険がある。そのような
システムは付近の砲火からの大きい圧力パルスが普通で
ある戦場での使用では特に危険である。
したがって、既存のミサイルおよびロケット推進装置
に容易に適応されることのできる安全なロケット点火シ
ステムの必要性が技術的に要望されている。さらに、導
火線の点火と戦場のような騒音環境で発生する他の音響
事象とを確実に識別することのできるロケット点火シス
テムが必要とされている。
［発明の概要］ この必要性は、本発明のロケット点火システムによっ
て達成される。本発明は、ロケットモータを有するミサ
イルにより使用されるロケット点火システムにおいて、
推進剤導火線の点火によって発生された光パルスを検出
してそれに応答して第１の信号を生成する第１の機構
と、推進剤導火線の点火によって発生された圧力波を検
出してそれに応答して第２の信号を生成する第２の機構
と、第１の信号および第２の信号の両信号の供給に応答
してロケットモータを点火させてミサイルを発射する第
３の機構とを具備していることを特徴とする。
図示された実施形態において、本発明のシステムは、
ロケットモータを有するミサイルにより使用されるよう
に構成され、第１と第２の信号形式の第１と第２の成分
を有する発射信号を発生するための導火線を含んでい
る。第１の検出器は第１の形式の成分の信号を検出し、
第２の検出器は第２の形式の成分の信号を検出する。プ
ロセッサは第２の検出器による第２の成分の受信と第１
の検出器による第１の成分の受信との間の経過時間と予
め定められた有効な時間差範囲との間の差を計算して、
その差が予め定められた有効な時間差範囲内であるなら
ば点火信号を出力する。燃焼ロケットモータ点火器はプ
ロセッサからの点火信号を受信したときロケットモータ
を付勢する。
特定の実施形態において、第１の検出器はミサイルの
ロケットモータの近くに位置する光検出器であり、第１
の成分は光信号である。第２の検出器はミサイルの先端
（ノーズ）付近に位置する既存のピトー管圧力センサで
あり、第２の成分は圧力信号である。
例示された実施例において、プロセッサは既存のミサ
イル誘導制御プロセッサであり、それは経過時間を予め
定められた有効な時間差範囲と比較するようにプログラ
ムされている。プロセッサは経過時間を測定するタイマ
を備えている。予め定められた有効な時間差は第１の検
出器と第２の検出器との位置の差および第１の成分と第
２の成分との伝送速度の差に基づいて計算される。
本発明の安全性は安全スイッチを使用することによっ
てさらに高められ、このスイッチはミサイルが使用の準
備がされていないとき点火信号を阻止する。
［図面の簡単な説明］ 図１は、通常のロケットモータ点火システムの主要な
機能ブロックを示すミサイルの概略図である。
図２は、本発明のロケットモータ点火システムを備え
たミサイルの概略図である。
図３は、図２のミサイルを装填された大口径発射装置
の概略図である。
［好ましい実施形態の説明］ 特定の応用に対する実施例を参照にして以下説明する
が、本発明はそれに限定されるものではないことを理解
すべきである。ここに記載された技術によって当業者
は、本発明が非常に有効である付加的な変形、応用、実
施形態および付加的な技術分野を認識するであろう。
以下の従来のロケット点火システムについての説明
は、本発明の理解を容易にするためのものである。
図１は、従来のロケットモータ点火システム12の主要
な機能ブロックを示すミサイルの概略図である。このシ
ステム12は、ミサイル10を発射するために使用される発
射装置の推進剤導火線からの圧力パルスを検出する衝撃
センサ14を備えている。衝撃センサ14が高エネルギの音
響波のような圧力パルスを検出したとき、衝撃センサ14
は圧力パルス検出情報16を点火支援回路18に送り、この
回路は電源20により電力を供給されている。点火支援回
路18は圧力パルス検出情報16により与えられた圧力パル
スの大きさを予め定められたしきい値と比較する。検出
された圧力パルスが予め定められたしきい値よりも大き
い場合には、電源20により電力を供給されている燃焼ロ
ケットモータ点火装置22が点火支援回路18により付勢さ
れる。ロケットモータ点火装置22はロケットモータ24を
点火させ、ミサイルの発射を開始させる。
衝撃センサ14およびそれと共同して動作する点火支援
回路18はロケットモータ点火装置22によりロケット24の
偶発的な点火をトリガーする可能性がある。このような
誤動作は衝撃センサ14が厳しい戦場の環境にさらされる
ことによって生じる大きい圧力パルスまたは物理的な衝
撃を検出したときに生じる。
別のミサイル点火システム設計では、点火支援回路18
を省略して圧力パルス検出情報16を直接ロケットモータ
点火装置22に送るように構成され、これは偶発的なトリ
ガーの危険性がさらに高い構成である。
図２は本発明により構成されたロケット点火システム
32を備えた改良されたミサイルの概略図である。ロケッ
ト点火システム32はロケットモータ24の近くのミサイル
30の後部付近に取付けられた光検出器34を備えている。
点火システム32はピトー管圧力センサ36および誘導制御
プロセッサ38を使用するが、それらは両者ともにミサイ
ル30にすでに使用されている。ピトー管圧力センサ36は
外部圧力によりミサイルの速度を測定するために使用さ
れる標準的なミサイル飛行のための計測装置である。ミ
サイル30が飛行中ではなく、（以下詳細に説明するよう
に）推進剤導火線を有する発射装置内に装填されている
とき、ピトー管圧力センサ36は圧力パルス検出器36とし
て使用される。
プログラム可能な点火支援回路40は光検出器34から光
信号入力42を受信し、誘導制御プロセッサ38から圧力信
号入力44を受信する。圧力信号入力44はピトー管圧力セ
ンサ36により受信された圧力パルスに対応する情報を含
み、それは誘導制御プロセッサ38を通って伝送される。
支援回路40はミサイル30の長さ、圧力センサ36と光検出
器34との間の距離、圧力センサ36と推進剤導火線との間
の距離、光検出器34と推進剤導火線との間の距離につい
ての情報を含むようにプログラムされる。
推進剤導火線の点火は閃光を生成し、それは光検出器
34により直ちに検出される。光検出器34はミサイル30中
の凹部にあり、光検出器34の視界を推進剤導火線の方向
の狭い領域の範囲に制限している。この狭い領域の範囲
の外側の閃光は光検出器34によって検出されない（以下
詳細に説明する）。
推進剤導火線の点火と関連する圧力パルスは時間が遅
延して圧力センサ36に到達する。遅延時間は支援回路40
に含まれているタイマ46により測定される。遅延時間は
多くの場合において推進剤導火線から圧力センサ36まで
の距離を伝送する音速で伝送される圧力パルスに必要と
される時間にほぼ等しい。この必要とされる伝送時間
は、支援回路40による光信号42の受信に続く圧力パルス
の受信が有効な発射信号を表していると考えられる時間
範囲を設定するために使用される。この時間範囲は所定
のミサイルおよび所定の発射設定に対して予め決定さ
れ、支援回路40中に記憶されている。光事象と確認圧力
パルスの所定の組合わせに対して、支援回路40は時間遅
延が許容可能な時間範囲内にあることを認識するための
検査を行い、もしもそうであれば、支援回路40は燃焼ロ
ケットモータ点火装置22をスタートさせ、燃焼ロケット
モータ点火装置22はロケットモータ24を点火させ、ミサ
イル30を発射させる。
ミサイル30が発射の準備がまだできていないとき、手
動アーミングスイッチ48は開かれたままであるのでミサ
イルの安全が確保される。手動アーミングスイッチ48が
遮断されているとき、支援回路40はロケットモータ24を
スタートさせるために必要な燃焼ロケットモータ点火装
置22をもはや付勢することができない。
当業者は、プログラム可能な誘導制御プロセッサを備
えたミサイルにおいては、プログラム可能な点火支援回
路40により与えられる機能は支援回路40に対する必要性
をなくすようにプロセッサにプログラムされる。また、
プログラム可能な点火支援回路40は誘導制御プロセッサ
38から収集した情報から自動的に必要な時間範囲の計算
を行うコードまたは論理装置を備えることができる。
図３は、大口径の発射装置50により発射される準備が
できた図２のミサイル30を示している。発射装置50は、
発射管52と、点火されたとき圧力パルス56、熱フラッシ
ュ58および光信号60を生成する推進剤導火線54とを備え
ている。圧力センサ36は圧力パルス56を検出し、光検出
器34は光信号60を検出する。光信号の検出と圧力パルス
の検出との間の時間遅延は近接する爆発により発生され
た誤点火信号を排除するために点火システム32によって
使用される。
遅延時間の計算が非常に正確でなければならないよう
な応用では、推進剤導火線54から光検出器34までの伝送
のために光信号60に必要な時間は遅延時間の計算におい
て考慮される。例えば、ミサイル30の光検出器34の場合
に遅延時間の計算において考慮される。例えば、ミサイ
ル30の光検出器34がピトー管圧力センサ36から90cmの距
離にあり、光検出器34が推進剤導火線54から80cmの距離
にあるならば、光は毎秒約３×1010cmの速度で伝送し、
光検出器34に到達するのに2.7-9秒かかる。推進剤導火
線54からの圧力パルス56は約4.9-3秒で圧力センサ36に
到着する。遅延時間は近似的に（4.9-3−2.7-9＝約4.9
-3）秒である。予め定められたしきい値によるこの遅延
時間（4.9-3秒）からの偏差である測定された遅延時間
は可能な発射信号の例外として処理される。
閃光および関連する圧力パルスのソースからさらにミ
サイル30を遠ざけるほど、光信号60と圧力パルス36の各
センサ34,36への到着時間の間の遅延時間は大きくな
る。同様に閃光および圧力パルスのソースをミサイル30
に近付けるほど、光信号60と圧力パルス36の各センサ3
4,36への到着時間の間の遅延時間は小さくなる。ロケッ
ト点火システム32内の電気的伝播遅延もまた測定され
て、点火回路40により行われる計算において考慮される
ことができる。
光検出器34の視界は推進剤導火線54の方向で小さい範
囲62に制限される。この実施例では約20度である小さい
角度範囲の外側では光検出器34によって容易に検出する
ことはできない。光検出器34はミサイル30のやや窪んだ
位置にあり、推進剤導火線54が位置しているミサイル30
の後部方向の視界が制限されている。視界62は導火線54
がほぼ視界62の中心にあるように方向を定められてい
る。
したがって、本発明は、ミサイル30を囲む３次元空間
中の１位置で発生された光／圧力信号だけがロケット点
火システム32が応答するように設計された特性を有して
いるので、高レベルの安全性を提供する。空間中のその
位置は推進剤導火線54の位置に対応している。付近の爆
発や砲火は閃光や大きい圧力のパルスを生成するが、そ
の光は音響よりも非常に早く到着し、圧力パルスは推進
剤導火線54から発生した閃光よりも非常に遅れて到着す
る。
本発明のロケット点火システム32は、僅かな追加の部
品しか必要とせずに高レベルの安全性を達成する。これ
はミサイル30の既存の取付け位置にあるピトー管圧力セ
ンサ36とミサイル30に従来から設けられている飛行制御
マイクロプロセッサ38を使用することによって達成され
る。
以上、本発明を特定の適用に対する特定の実施形態を
参照にして説明したが、当業者はこの説明に基づいて本
発明の技術的範囲内に含まれる多くの付加的な変形、適
用、および実施形態を実施することがてきる。
したがって、そのような変形、適用、および実施形態
はすべて請求の範囲に記載された本発明の技術的範囲内
に含まれるべきものである。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 9/38 F02K 9/95

Claims (7)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】ロケットモータ（24）を有するミサイル
    （30）により使用されるロケット点火システム（32）に
    おいて、 推進剤導火線の点火によって発生された光パルスを検出
    してそれに応答して第１の信号（42）を生成する第１の
    機構（34）と、 推進剤導火線の点火によって発生された圧力波を検出し
    てそれに応答して第２の信号（44）を生成する第２の機
    構（36,38）と、 第１の信号（42）および第２の信号（44）の両信号の供
    給に応答してロケットモータ（24）を点火させてミサイ
    ル（30）を発射する第３の機構（22,40）とを具備して
    いることを特徴とするロケット点火システム。
  2. 【請求項２】第３の機構（22,40）は、第１の信号（4
    2）の受信と第２の信号（44）と受信との間の時間差を
    決定する機構を具備している請求項１記載のシステム。
  3. 【請求項３】第３の機構（22,40）はさらに、時間差が
    予め定められた範囲内にあるときミサイル（30）を発射
    させる発射機構を具備している請求項２記載のシステ
    ム。
  4. 【請求項４】発射機構（22,40）は、ミサイル誘導プロ
    セッサおよびロケットモータ点火装置を具備している請
    求項３記載のシステム。
  5. 【請求項５】第１の機構は導火線のチャージを含む狭い
    範囲に限定された視界を有する光検出器を具備し、導火
    線のチャージの方向から発生したものでない光信号の検
    出が困難にされている請求項２記載のシステム。
  6. 【請求項６】第２の機構はピトー管圧力検出器を備えて
    いる請求項１記載のシステム。
  7. 【請求項７】第１の機構および第２の機構はミサイル
    （30）の内部に配置されている請求項１記載のシステ
    ム。
JP53381799A 1997-12-02 1998-11-19 安全ロケット点火システムを有するミサイル Expired - Fee Related JP3251599B2 (ja)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/982,655 1997-12-02
US982,655 1997-12-02
US08/982,655 US5936188A (en) 1997-12-02 1997-12-02 Missile with a safe rocket ignition system
PCT/US1998/024720 WO1999032780A2 (en) 1997-12-02 1998-11-19 Missile with safe rocket ignition system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2000513787A JP2000513787A (ja) 2000-10-17
JP3251599B2 true JP3251599B2 (ja) 2002-01-28

Family

ID=25529389

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP53381799A Expired - Fee Related JP3251599B2 (ja) 1997-12-02 1998-11-19 安全ロケット点火システムを有するミサイル

Country Status (8)

Country Link
US (1) US5936188A (ja)
EP (1) EP0975863B1 (ja)
JP (1) JP3251599B2 (ja)
KR (1) KR100360627B1 (ja)
DE (1) DE69812080T2 (ja)
IL (1) IL131027A (ja)
NO (1) NO324034B1 (ja)
WO (1) WO1999032780A2 (ja)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6332400B1 (en) * 2000-01-24 2001-12-25 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Initiating device for use with telemetry systems
US6530213B2 (en) 2001-05-22 2003-03-11 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus for ignition detection
US7219589B2 (en) * 2004-04-30 2007-05-22 The Boeing Company Bomb fuze event instrumentation
US7481145B1 (en) * 2006-04-11 2009-01-27 Turner Jr Louis Cruise munitions detonator projectile
US7523714B1 (en) 2006-08-02 2009-04-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Hydraulic safety circuit
FR2920833B1 (fr) * 2007-09-07 2009-11-27 Protac Propulseur optimise
KR100948390B1 (ko) * 2009-12-10 2010-03-19 엘아이지넥스원 주식회사 유도무기의 사출 제어장치 및 제어방법
KR101421121B1 (ko) * 2012-10-15 2014-07-22 국방과학연구소 추진기관 및 이를 구비하는 로켓
US9500459B1 (en) 2015-08-03 2016-11-22 Lockheed Martin Corporation Safing logic and fire set system with dual-mode pulse gate driver apparatus and method of use
CN111102885B (zh) * 2019-12-31 2022-07-12 中国电子科技集团公司第十三研究所 一种点火装置
CN111854543A (zh) * 2020-07-07 2020-10-30 深圳零壹空间电子有限公司 一种火箭控制装置
US11988172B2 (en) 2020-11-19 2024-05-21 Raytheon Company Ignition safety device for a multi-pulse or multi-stage rocket motor system

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1336054A (fr) * 1949-05-25 1963-08-30 Monsieur Le Secretaire D Etat Dispositif de lancement de projectiles auto-propulsés au moyen d'un tube fermé à une extrémité
FR1509166A (fr) * 1966-12-01 1968-01-12 Thomson Houston Comp Francaise Ensemble balistique
US3712226A (en) * 1968-11-20 1973-01-23 Philco Ford Corp Missile launching apparatus
US3866535A (en) * 1974-01-17 1975-02-18 Us Air Force Fluidic free flight sensor
US4324168A (en) * 1980-09-26 1982-04-13 The Bendix Corporation Weapon firing system including weapon interrogation means
DE3205431A1 (de) * 1982-02-16 1983-08-25 Licentia Patent-Verwaltungs-Gmbh, 6000 Frankfurt Raketengeschoss
US4553718A (en) * 1982-09-30 1985-11-19 The Boeing Company Naval harrassment missile
GB2135030B (en) * 1983-02-08 1986-10-15 Karl Maria Groetschel Nuclear weapon system
US4930421A (en) * 1988-07-11 1990-06-05 The Boeing Company Partitioned, fluid supported, high efficiency traveling charge for hyper-velocity guns
DE4130646C2 (de) * 1990-09-28 2000-02-03 Dynamit Nobel Ag Verfahren zum Auslösen eines Explosivkörpers
FR2676805A1 (fr) * 1991-05-21 1992-11-27 Alsetex Munition propulsee explosive pour arme individuelle.
US5525970A (en) * 1994-04-12 1996-06-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Safety system and technique for multi-aperture optical systems

Also Published As

Publication number Publication date
DE69812080T2 (de) 2004-01-08
KR20000070685A (ko) 2000-11-25
IL131027A (en) 2003-04-10
IL131027A0 (en) 2001-01-28
JP2000513787A (ja) 2000-10-17
US5936188A (en) 1999-08-10
WO1999032780A3 (en) 1999-10-07
WO1999032780B1 (en) 1999-11-11
EP0975863A2 (en) 2000-02-02
NO324034B1 (no) 2007-07-30
EP0975863B1 (en) 2003-03-12
NO993637D0 (no) 1999-07-27
DE69812080D1 (de) 2003-04-17
KR100360627B1 (ko) 2002-11-13
NO993637L (no) 1999-10-04
WO1999032780A2 (en) 1999-07-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3251599B2 (ja) 安全ロケット点火システムを有するミサイル
KR101193822B1 (ko) 발사된 포를 위한 신관 장치
US7124689B2 (en) Method and apparatus for autonomous detonation delay in munitions
US4638130A (en) Acceleration sensor
US6295932B1 (en) Electronic safe arm and fire device
US4013012A (en) Electronic safe arming and fuzing system
US7047885B1 (en) Multiple pulse cartridge ignition system
US4739705A (en) Arming and motor ignition device
US3282540A (en) Gun launched terminal guided projectile
US5196644A (en) Fuzing systems for projectiles
KR101885730B1 (ko) 비행환경 및 표적충돌 감지기능을 보유한 범용 전자식 안전장전장치 및 이의 제어 방법
CN111183330B (zh) 烟火系统
US6318273B1 (en) Shaped-charge projectile and weapon system for launching such a projectile
KR100332324B1 (ko) 로켓 점화를 위해 열-음향 검출을 이용하는 로켓 발사 시스템
GB2259971A (en) Mine
JPH0715360B2 (ja) 信管装置
RU2239778C1 (ru) Ракета
GB2204668A (en) Explosion ignition systems
RU2114383C1 (ru) Управляемый снаряд
JPH05302800A (ja) 飛しょう体の撃発方法及び装置
JP2001074400A (ja) 起爆装置
JPH03291500A (ja) 着発信管
JPH0565799B2 (ja)
JPS62228899A (ja) 起爆装置

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20071116

Year of fee payment: 6

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20081116

Year of fee payment: 7

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091116

Year of fee payment: 8

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091116

Year of fee payment: 8

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101116

Year of fee payment: 9

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111116

Year of fee payment: 10

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111116

Year of fee payment: 10

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121116

Year of fee payment: 11

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121116

Year of fee payment: 11

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131116

Year of fee payment: 12

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees