RU2113690C1

RU2113690C1 - Safety-cocking device

Info

Publication number: RU2113690C1
Application number: RU96112320A
Authority: RU
Inventors: Ю.Д. Копылов; П.П. Парфенов; Л.Г. Захаров; В.П. Тихонов; С.Г. Лагутичев
Original assignee: Конструкторское бюро приборостроения
Priority date: 1996-06-18
Filing date: 1996-06-18
Publication date: 1998-06-20

Abstract

FIELD: small-sized projectiles furnished with solid-propellant jet engine and warhead with electric fuze. SUBSTANCE: the device has a body with cavity, orifice and sealed partition and control. The body cavity is closed. The orifice is formed on the side of the rocket engine chamber, and the sealed partition is made in the form of a plastic diaphragm with spherical surface and fastened in the middle part of the cavity. The convex part of the diaphragm faces the rocket engine chamber, and on the concave side of the diaphragm a make contact set of the safety-cocking circuit is installed providing its closing at diaphragm deformation. EFFECT: enhanced safety of crew. 2 dwg

Description

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к малогабаритным ракетным снарядам, оснащенным твердотопливным реактивным двигателем и боевой частью с электрическим взрывателем. The invention relates to defense equipment, in particular to small-sized missile shells equipped with a solid fuel rocket engine and warhead with an electric fuse.

Для обеспечения безопасности расчета стреляющего комплекса взрыватель боевой части ракетного снаряда содержит предохранительные устройства, исключающие самопроизвольное срабатывание взрывателя и подрыв боевой части при эксплуатации. При применении электрического взрывателя предохранительные устройства в служебном положении размыкают цепь электрического питания взрывателя. To ensure the safety of the calculation of the firing complex, the fuse for the warhead of the missile shell contains safety devices that exclude spontaneous operation of the fuse and undermine the warhead during operation. When using an electric fuse, safety devices in the service position open the fuse's electrical power circuit.

При пуске ракетного снаряда предохранительные устройства срабатывают и обеспечивают подготовку электрических цепей взрывателя к включению при встрече с преградой. When a missile is launched, the safety devices are triggered and prepare the fuse's electrical circuits for switching on when they encounter an obstacle.

Наиболее распространенными предохранительными устройствами являются инерционные, срабатывающие при воздействии стартовых перегрузок. The most common safety devices are inertial, triggered by the influence of starting overloads.

Включение цепи питания взрывателя инерционными устройствами в снарядах, запускаемых с небольшой начальной скоростью (например, до 80 м/с), имеет тот недостаток, что срабатывание устройства возможно и при случайном падении снаряда в процессе его эксплуатации. The inclusion of the fuse power circuit with inertial devices in shells launched at a low initial speed (for example, up to 80 m / s) has the disadvantage that the device can be triggered even if the projectile is accidentally dropped during operation.

Кроме того, при пуске ракетного снаряда с небольшой начальной скоростью и разгоняемого далее реактивным двигателем, подготовка взрывателя к срабатыванию только за счет инерционных предохранительных устройств недостаточна, так как возможны случаи невключения реактивного двигателя, при которых снаряд падает близко от огневой позиции. При его падении происходит подрыв боевой части и осколками снаряда может быть поражен стреляющий расчет. In addition, when launching a rocket projectile with a small initial speed and then accelerated by a jet engine, the preparation of the fuse for operation only due to inertial safety devices is insufficient, since there are cases of non-inclusion of a jet engine in which the projectile falls close to the firing position. When it falls, the warhead is undermined and firing crews can be hit by shell fragments.

Для исключения подрыва боевой части при невключении реактивного двигателя требуется введение дополнительных предохранительных устройств, регистрирующих факт срабатывания заряда ракетного двигателя. To avoid undermining the warhead when the jet engine is not turned on, the introduction of additional safety devices that record the fact that the charge of the rocket engine is triggered is required.

Известно устройство предохранения, содержащее электрическую схему подрыва с задержкой, обеспечиваемой с помощью электронной цепи [1]. Устройство содержит фотоэлектрический преобразователь, питаемый от электрического аккумулятора и размещенный таким образом, чтобы при воспламенении топливного заряда он подвергался интенсивному излучению от пламени. A safety device is known that contains an electric circuit for blasting with a delay provided by an electronic circuit [1]. The device contains a photoelectric converter, powered by an electric battery and placed in such a way that when the fuel charge is ignited, it is subjected to intense radiation from a flame.

Недостатком такого устройства является то, что срабатывание схемы подрыва происходит и при аномальном запуске реактивного двигателя, когда при нормальном зажжении воспламенителя не происходит воспламенения основного заряда топлива, а схема срабатывает от пламени воспламенителя. В этом случае ракетный снаряд падает близко от огневой позиции и взрывается. The disadvantage of this device is that the operation of the blasting circuit occurs during an abnormal start of the jet engine, when during normal ignition of the igniter there is no ignition of the main fuel charge, and the circuit is triggered by the igniter flame. In this case, the missile projectile falls close to the firing position and explodes.

Более безопасен вариант включения цепи взрывателя устройством, срабатывающим под действием давления газов в камере реактивного двигателя после воспламенения основного заряда. A safer option is to turn on the fuse circuit with a device that is triggered by the gas pressure in the jet engine chamber after ignition of the main charge.

Известно предохранительно-взводящее устройство для снарядов с использованием газообразных продуктов [2]. Устройство содержит полость в задней части снаряда, открытую со стороны воздействия газов и отделенную от органа управления перегородкой. В полости размещен поршень, имеющий со стороны перегородки часть, образующую пуансон, которым пробивается перегородка. Known safety cocking device for shells using gaseous products [2]. The device contains a cavity in the rear of the projectile, open from the side of the gas and separated from the control body of the partition. A piston is placed in the cavity, having on the septum side a part forming a punch by which the septum breaks through.

Под воздействием давления газов поршень передвигается, пробивает перегородку и перемещает орган управления. Under the influence of gas pressure, the piston moves, breaks through the partition and moves the control element.

Недостатком такого устройства является то, что после прекращения воздействия газов поршень от вибрационных нагрузок в процессе полета снаряда может вернуться в исходное положение, поэтому орган управления или сам поршень должны иметь дополнительную фиксацию после перемещения, что усложняет конструкцию и снижает надежность предохранительно-взводящей системы. Также возможно пробитие перегородки поршнем от пика давления при срабатывании только воспламенителя и незажжении основного заряда. Таким образом, известное устройство целесообразно применять только в снарядах с высокой начальной скоростью при кратковременном воздействии газов, например, в снарядах, запускаемых из артиллерийских стволов. The disadvantage of this device is that after the termination of the gases, the piston from vibration loads during the flight of the projectile can return to its original position, so the control body or the piston itself must have additional fixation after moving, which complicates the design and reduces the reliability of the safety-cocking system. It is also possible to break through the septum with the piston from the pressure peak when only the igniter is activated and the main charge is not ignited. Thus, the known device is advisable to be used only in shells with a high initial velocity during short-term exposure to gases, for example, in shells launched from artillery barrels.

Наиболее близким к предлагаемому является, предохранительно-взводящее устройство управляемой ракеты (ракетного снаряда), использующее давление газообразных продуктов сгорания ракетного топлива [3]. Closest to the proposed is a safety-cocking device guided missiles (rocket projectile), using the pressure of the gaseous products of combustion of rocket fuel [3].

Устройство содержит полый корпус, расположенный между камерой сгорания двигателя и переключателем (органом управления) взрывателя боевой части. Корпус устройства выполнен с дроссельным отверстием, связывающим полость, в которой размещен переключатель, с полостью корпуса, отделенной от камеры сгорания двигателя герметичной перегородкой. Перегородка выполнена из сгорающего материала и устраняется с началом работы двигателя, открывая доступ газам к предохранительно-взводящему переключателю (органу управления) через дроссельное отверстие. The device comprises a hollow body located between the combustion chamber of the engine and the switch (control) of the fuse of the warhead. The housing of the device is made with a throttle hole connecting the cavity in which the switch is placed with the cavity of the housing, separated from the combustion chamber of the engine by a sealed partition. The partition is made of combustible material and is eliminated when the engine starts, opening access to gases to the safety cocking switch (control) through the throttle hole.

Недостатком прототипа является возможность сгорания перегородки под воздействием горячих газов только воспламенителя ракетного двигателя и включения предохранительно-взводящего переключателя без воспламенения основного заряда. The disadvantage of the prototype is the possibility of combustion of the septum under the influence of hot gases only the ignitor of the rocket engine and the inclusion of a safety cocking switch without igniting the main charge.

Задачей изобретения является обеспечение безопасности стреляющего расчета при обращении и стрельбе ракетным снарядом и упрощение конструкции снаряда. The objective of the invention is to ensure the safety of the calculation when handling and firing a rocket shell and simplifying the design of the shell.

Данная задача решается тем, что в предохранительно-взводящем устройстве ракетного снаряда, содержащем корпус, выполненный с полостью, герметичную перегородку и орган управления, корпус выполнен с дроссельным отверстием со стороны камеры ракетного двигателя, а герметичная перегородка выполнена в виде пластичной мембраны со сферической поверхностью и закреплена в средней части полости корпуса. Полость корпуса, мембрана и дроссельное отверстие образуют накопительную камеру. Выпуклая часть мембраны обращена в сторону камеры ракетного двигателя, а с вогнутой стороны мембраны установлена нормально разомкнутая контактная группа предохранительно-взводящей цепи с обеспечением ее замыкания при деформации мембраны. This problem is solved in that in a safety-cocking device of a rocket projectile containing a housing made with a cavity, an airtight partition and a control element, the housing is made with a throttle hole on the side of the rocket engine chamber, and the airtight partition is made in the form of a plastic membrane with a spherical surface and fixed in the middle part of the body cavity. The body cavity, the membrane and the throttle opening form a storage chamber. The convex part of the membrane is turned towards the rocket engine chamber, and a normally open contact group of the safety-cocking circuit is installed on the concave side of the membrane to ensure its closure when the membrane is deformed.

На фиг. 1 показано предохранительно-взводящее устройство, установленное в реактивный двигатель 1, соединенное нормально разомкнутой контактной группой с взрывателем 2 и источником питания 3. In FIG. 1 shows a safety cocking device installed in a jet engine 1, connected by a normally open contact group with a fuse 2 and a power source 3.

Накопительная камера устройства соединена с камерой ракетного двигателя, и ее внутренний объем сообщается с объемом двигателя дроссельным отверстием "а". С внешней стороны торец накопительной камеры закрыт мембраной 5, выполненной со сферической поверхностью и закрепленной с помощью резьбовой втулки 6 и изолятора 7. В изоляторе закреплены контакты 8 и 9, включенные последовательно в цепь питания взрывателя 2. Стрела прогиба сферической поверхности мембраны обеспечивает замыкание контактов 8 и 9 при ее деформации от воздействия давления газов, а жесткость мембраны определена из условия потери устойчивости при достижении рабочего давления в камере реактивного двигателя. The storage chamber of the device is connected to the rocket engine chamber, and its internal volume is in communication with the engine volume by the throttle aperture "a". On the outside, the end of the storage chamber is closed by a membrane 5 made with a spherical surface and secured with a threaded sleeve 6 and insulator 7. The insulator has pins 8 and 9 connected in series to the power supply circuit of the fuse 2. The deflection arrow of the spherical surface of the membrane provides contact closure 8 and 9 when it is deformed from the influence of gas pressure, and the membrane stiffness is determined from the condition of loss of stability when the working pressure in the jet engine chamber is reached.

На фиг. 2 показано положение деталей после включения двигателя и воздействия на мембрану его газов. In FIG. 2 shows the position of the parts after turning on the engine and the impact on the membrane of its gases.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

До запуска реактивного двигателя цепь питания взрывателя 2 разомкнута контактами 7 и 8, что исключает ее срабатывание и обеспечивает безопасность расчета в обращении со снарядом. При подаче напряжения на электровоспламенитель 10 двигателя 1 происходит зажжение состава воспламенителя 11, а затем и воспламенение основного заряда твердого топлива 12. Before starting the jet engine, the power circuit of the fuse 2 is open by contacts 7 and 8, which excludes its operation and ensures the safety of the calculation in the handling of the projectile. When applying voltage to the electric igniter 10 of the engine 1, the composition of the ignitor 11 is ignited, and then the main charge of the solid fuel 12 is ignited.

Давление в камере двигателя увеличивается с момента зажжения воспламенителя и поддерживается на уровне рабочего значения в процессе горения основного заряда. The pressure in the engine chamber increases from the moment the igniter is ignited and is maintained at the level of the operating value during the combustion of the main charge.

За счет перетекания через дроссельное отверстие "а" газов из двигателя увеличивается давление в накопительной камере 4 и при достижении критического давления, определяемого устойчивостью сферической поверхности мембраны, мембрана деформируется и надавливает на контакт 8, который замыкается с контактом 9 и сохраняет подготовленную для работы электрическую цепь до срабатывания взрывателя за счет пластичности материала мембраны. Due to the flow of gases from the engine through the throttle aperture "a", the pressure in the accumulation chamber 4 increases and upon reaching a critical pressure determined by the stability of the spherical surface of the membrane, the membrane deforms and presses on contact 8, which closes with contact 9 and stores the electrical circuit prepared for operation before the fuse is triggered due to the plasticity of the membrane material.

Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает безопасность расчета стреляющего комплекса за счет того, что давление в накопительной камере отстает по времени от давления в камере реактивного двигателя и достигает критического значения только при горении основного заряда ракетного топлива. В случае невоспламенения основного заряда за время горения воспламенителя, давление в накопительной камере не достигает критического значения, мембрана не деформируется, замыкания контактов не происходит. Thus, the proposed technical solution ensures the safety of calculating the firing complex due to the fact that the pressure in the storage chamber lags in time from the pressure in the chamber of the jet engine and reaches a critical value only when the main charge of rocket fuel is burned. In the case of non-ignition of the main charge during the combustion of the igniter, the pressure in the storage chamber does not reach a critical value, the membrane does not deform, contact closure does not occur.

Claims

A safety-cocking device for a rocket projectile fired from gaseous products of rocket fuel combustion, comprising a housing with a cavity, a throttle hole and a sealed partition and a control element, characterized in that the cavity of the housing is closed, a throttle hole is formed on the side of the rocket engine chamber, and the sealed partition is made in in the form of a plastic membrane with a spherical surface and is fixed in the middle part of the body cavity with the convex side to the engine chamber, while the control organ phenomenon configured as a normally open contact group slam-cocking chain and installed with the concave side of the membrane to ensure contact closure group when the membrane deformation.