RU2536942C2 - Onboard command device on missile dummy for take-off development - Google Patents

Onboard command device on missile dummy for take-off development Download PDF

Info

Publication number
RU2536942C2
RU2536942C2 RU2013112428/11A RU2013112428A RU2536942C2 RU 2536942 C2 RU2536942 C2 RU 2536942C2 RU 2013112428/11 A RU2013112428/11 A RU 2013112428/11A RU 2013112428 A RU2013112428 A RU 2013112428A RU 2536942 C2 RU2536942 C2 RU 2536942C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
steering
rocket
layout
power source
Prior art date
Application number
RU2013112428/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2013112428A (en
Inventor
Владимир Григорьевич Дегтярь
Александр Георгиевич Проскурин
Андрей Александрович Семёнов
Геннадий Иванович Чернышёв
Original Assignee
Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева"
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 Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" filed Critical Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева"
Priority to RU2013112428/11A priority Critical patent/RU2536942C2/en
Publication of RU2013112428A publication Critical patent/RU2013112428A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2536942C2 publication Critical patent/RU2536942C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Toys (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.
SUBSTANCE: invention refers to military equipment and may be used for development of missile take-off from container. Onboard command device includes power source, electrically connected to catapult device, first-stage engine, servo units through normally closed switches, switch interacting with dummy outcome sensor, unit of engine start time delay relative to the moment of outcome sensor action, two parallel chains with inverter for supply of electric signal of required polarity to servo units.
EFFECT: providing non-use of control system for take-off and dummy displacement from take-off position.
2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при отработке старта ракет, преимущественно с двигателями на жидком топливе. Старт может осуществляться как из наземных пусковых установок, так и установок, находящихся в подводном положении.The invention relates to rocket technology and can be used when practicing the launch of missiles, mainly with engines on liquid fuel. Start can be carried out both from ground launchers and installations that are underwater.

Известны экспериментальные ракеты, служащие для отработки старта (патенты США №№3075301, 3075302, 3120709).Known experimental missiles that serve to work off the launch (US patent No. 3075301, 3075302, 3120709).

В этих экспериментальных ракетах для предупреждения падения макета на пусковую установку применяется разбалансировка, которая начинается либо после выхода макета из шахты пусковой установки, либо после выхода макета из воды.In these experimental missiles, imbalance is used to prevent the layout from falling onto the launcher, which begins either after the layout leaves the launcher shaft or after the layout leaves the water.

Известная экспериментальная ракета (см. Э. Бургесс "Баллистические ракеты дальнего действия", перев. с англ., М. Воениздат, 1963, с.61-62) имеет весогабаритный макет ракеты, двигательную установку стартовой ступени с ограниченным запасом топлива, органы управления и систему управления. В течение пяти секунд активного полета эта ракета совершила полет по запрограммированной траектории до высоты 600 м и упала в море на расстоянии 800 м от места старта.The well-known experimental rocket (see E. Burgess, "Long-range ballistic missiles", translated from English, M. Voenizdat, 1963, pp. 61-62) has a weight-sized missile model, a propulsion system of the launch stage with a limited fuel supply, and controls and management system. Within five seconds of an active flight, this rocket flew along a programmed path to a height of 600 m and fell into the sea at a distance of 800 m from the launch site.

Приведенная экспериментальная ракета с системой управления для отработки старта была выбрана в качестве прототипа.The experimental rocket with a control system for testing the launch was chosen as a prototype.

Известно, что испытания на участке старта проводятся с целью отработки выбранного способа старта ракеты и проверки правильности принятых технических решений по конструкции ракеты и пусковой установки с точки зрения динамики старта, в частности, по характеристикам энергетических средств старта, его запуску, обеспечения безударного выхода ракеты из пусковой установки, формированию команд на запуск и отключение двигателя первой ступени, обеспечению увода экспериментальной ракеты (макета) от стартовой позиции с последующим приземлением (приводнением) в заданной зоне.It is known that tests at the launch site are carried out with the aim of testing the chosen method of launching the rocket and verifying the correctness of the adopted technical decisions on the design of the rocket and the launcher from the point of view of the dynamics of the launch, in particular, according to the characteristics of the power means of the launch, its launch, and ensuring an unstressed exit of the rocket from launcher, the formation of commands to start and shut off the engine of the first stage, ensuring the withdrawal of the experimental rocket (layout) from the starting position with subsequent landing (splashdown) in a given zone.

Из сказанного видно, что использование экспериментальных ракет со штатной системой управления для отработки старта, как с технической, так и особенно с экономической точки зрения является нецелесообразным.It can be seen from the foregoing that the use of experimental missiles with a standard control system for testing the launch, both from a technical and especially from an economic point of view, is impractical.

Во-первых, число задач, решаемых системой управления на участке старта, является незначительным и они относительно несложные по сравнению с полным объемом задач, возлагаемых на систему управления на последующих участках полета и, во-вторых, ее использование значительно увеличивает стоимость этого этапа испытаний.Firstly, the number of tasks solved by the control system at the launch site is insignificant and they are relatively uncomplicated in comparison with the full amount of tasks assigned to the control system at subsequent phases of the flight and, secondly, its use significantly increases the cost of this test phase.

Задачей настоящего изобретения является разработка бортового командного устройства, устанавливаемого на экспериментальной ракете (макете), которое без использования системы управления позволяет формировать команды на задействование всех систем, необходимых для обеспечения старта макета, и тем самым решать поставленные технические задачи на этом участке движения.The objective of the present invention is to develop an on-board command device mounted on an experimental rocket (layout), which without using a control system allows you to form teams to use all the systems necessary to ensure the start of the layout, and thereby solve the technical problems in this section of the movement.

Указанная задача решается тем, что для отработки катапультирующего способа старта на известный весогабаритный макет ракеты, имеющего, как на ракете, катапультирующее устройство (например, пороховой аккумулятор давления), двигатель первой ступени и рулевые машины органов управления двигателя, устанавливается вместо системы управления бортовое командное устройство, содержащее источник питания, электрически связанного с энергетическими средствами старта и рулевыми машинами.This problem is solved in that in order to develop a catapulting method of launching onto a known weight-and-weight model of a rocket having, like on a rocket, a catapult device (for example, a powder pressure accumulator), a first-stage engine and steering machines of engine controls, an on-board command device is installed instead of the control system containing a power source electrically connected to power starting means and steering machines.

В предлагаемом устройстве источник питания электрически связан с катапультирующим устройством, двигателем первой ступени и рулевыми машинами через установленные переключатели с нормально разомкнутыми контактами, на выходной электрической цепи источника питания использован переключатель, взаимодействующий с датчиком выхода макета, размещенного в районе верхнего торца пускового контейнера, в электрической цепи связи с двигателем установлен блок временной задержки его запуска относительно момента срабатывания датчика выхода, для подачи на рулевые машины электрического сигнала нужной полярности введены две параллельные цепи, в одной из которых подключен инвертор сигнала, а на штоках рулевых машин монтированы срезные штифты (фиксаторы), первоначально удерживающие рулевые органы в нулевом положении, и механические ограничители их перемещения при дальнейшем движении макета.In the proposed device, the power source is electrically connected to the ejection device, the first stage engine and steering machines through installed switches with normally open contacts, on the output electrical circuit of the power source, a switch is used that interacts with the layout output sensor located in the area of the upper end of the launch container in the electric the communication circuit with the engine has a time delay unit for starting it relative to the moment the output sensor is triggered, for Two parallel circuits were introduced to steering cars of an electric signal of the required polarity, one of which is connected to a signal inverter, and shear pins (locks) are mounted on the rods of steering cars, initially holding the steering bodies in the zero position, and mechanical limiters of their movement during further movement of the layout .

На чертеже схематически изображено бортовое командное устройство и его функциональные связи с энергетическими средствами старта, где:The drawing schematically depicts an on-board command device and its functional connections with the energy means of launch, where:

1 - пусковой контейнер;1 - launch container;

2 - макет ракеты;2 - the layout of the rocket;

3 - катапультирующее устройство;3 - ejection device;

4 - органы управления;4 - governing bodies;

5 - двигатель первой ступени;5 - engine of the first stage;

6 - поддон с обтюрирующим поясом;6 - pallet with obturation belt;

7 - опорно-ведущие пояса макета;7 - supporting-leading belt layout;

8 - датчик выхода;8 - output sensor;

9 - рулевая машина;9 - steering car;

10 - шток рулевой машины;10 - steering gear stock;

11 - механические ограничители;11 - mechanical limiters;

12 - срезной штифт;12 - shear pin;

13 - зажимные винты;13 - clamping screws;

14 - электрический источник питания;14 - electric power source;

15, 16, 17, 18 - переключатели с нормально разомкнутыми контактами;15, 16, 17, 18 - switches with normally open contacts;

19 - блок временной задержки запуска двигателя;19 - block time delay engine start;

20 - инвертор;20 - inverter;

21 - электрическая связь.21 - electrical connection.

Наличие поддона накладывает жесткие ограничения на возможность отклонения органов управления с точки зрения обеспечения безударного его отделения от макета. Поэтому в конструкциях поддона с плотной компоновкой органы управления до его отделения фиксируются в нулевом положении.The presence of a pallet imposes severe restrictions on the possibility of deviation of the controls from the point of view of ensuring its shock-free separation from the layout. Therefore, in the designs of the pallet with a tight layout, the controls are fixed in the zero position until it is separated.

Предложенное устройство работает следующим образом.The proposed device operates as follows.

До пуска макета 2 определяют по величине заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак отклонения органов управления 4 двигателя 5, а также время работы двигателя, которые используются для практической реализации увода макета в заданную зону падения.Before starting the layout 2, the magnitude and sign of the deviation of the control elements 4 of the engine 5, as well as the operating time of the engine, which are used for the practical implementation of the withdrawal of the layout into the specified drop zone, are determined by the size of the specified (allocated) drop zone and the known direction of removal.

Затем фиксируют органы управления в нулевом положении путем установки на штоках 10 рулевых машин 9 срезных штифтов 12 и одновременно неподвижно крепят с помощью зажимных винтов 13 механические упоры 11, ограничивающие отклонения органов управления полученными величинами углов.Then, the controls are fixed in the zero position by installing on the rods 10 of the steering machines 9 shear pins 12 and at the same time the mechanical stops 11, which limit the deviations of the controls to the obtained angle values, are fixedly fixed using clamping screws 13.

Баки макета заправляют необходимым количеством топлива в соответствии с выбранным временем работы двигателя.Tanks layout fill the necessary amount of fuel in accordance with the selected engine operating time.

В зависимости от знака отклонения органов управления замыкаются контакты переключателей 15 или 16.Depending on the sign of deviation of the controls, the contacts of the switches 15 or 16 are closed.

В блоке временной задержки запуска двигателя 19 устанавливается величина этой задержки относительно момента срабатывания датчика выхода 8, которая определяется из условия обеспечения отделения поддона до появления расхода двигателя и исключения последующего воздействия струй двигателя на пусковую установку в процессе его выхода на режим полной тяги.In the time delay unit for starting the engine 19, the value of this delay is set relative to the moment the output sensor 8 is triggered, which is determined from the condition that the pallet is separated before the engine flows and the subsequent impact of the engine jets on the launcher in the process of reaching full thrust is excluded.

Далее производится пуск макета. Для этого замыкаются контакты переключателя 17 и электрический сигнал от источника питания 14 поступает на катапультирующее устройство (например, пороховой аккумулятор давления) 3, запуская его, осуществляют выход макета из контейнера 1 с заданным диапазоном скоростей.Next, the layout is launched. To do this, the contacts of the switch 17 are closed and the electric signal from the power source 14 is fed to the ejection device (for example, a pressure powder accumulator) 3, starting it, the layout is exited from the container 1 with a given speed range.

Датчик выхода 8 имеет выступающую подвижную (подпружиненную) часть, которая при столкновении с опорно-ведущими поясами макета 7 уходит в нишу контейнера 1, а после их прохождения датчик занимает исходное положение. В случае соприкосновения датчика с переключателем 18 замыкаются его контакты (срабатывание датчика выхода) и электрический командный ток от источника питания поступает на вход устройства временной задержки запуска двигателя 19 и на рулевые машины 9 по цепям с замкнутыми переключателями 15 или 16.The exit sensor 8 has a protruding movable (spring-loaded) part, which, in a collision with the support-leading belts of the layout 7, goes into the niche of the container 1, and after they pass, the sensor takes its initial position. In the case of contact of the sensor with the switch 18, its contacts are closed (operation of the output sensor) and the electric command current from the power source is supplied to the input of the time delay device for starting the engine 19 and to the steering machines 9 through circuits with closed switches 15 or 16.

До появления продуктов сгорания двигателя от макета отделяется поддон 6.Before the appearance of combustion products of the engine, the pallet 6 is separated from the layout.

С момента выхода рулевых машин на рабочий режим под действием управляющего электрического сигнала происходит расфиксация органов управления путем разрушения срезных штифтов 12 ходом штоков 10 рулевых машин 9, затем органы управления отклоняются до установленных механических упоров 11 с последующим их удержанием на упорах за счет усилий, развиваемых рулевыми машинами.From the moment the steering machines enter the operating mode under the influence of a control electric signal, the controls are released by breaking the shear pins 12 by the rods 10 of the steering machines 9, then the controls are deflected to the installed mechanical stops 11 with their subsequent holding on the stops due to the efforts developed by the steering by cars.

С помощью отклоненных до механических упоров органов управления макет разворачивается в сторону увода. В известный момент времени прекращают работу двигателя и после движения на участке спуска макет достигнет заданной зоны падения.With the help of the controls deflected to mechanical stops, the layout is deployed in the direction of withdrawal. At a certain point in time, the engine is stopped and after movement in the descent section, the model will reach a predetermined drop zone.

Использование предложенного устройства позволяет без использования системы управления обеспечить отработку способа старта и надежный увод макета от стартовой позиции.Using the proposed device allows without the use of a control system to ensure the development of the start method and reliable withdrawal of the layout from the starting position.

Так, например, для баллистической ракеты с двигателем первой ступени, имеющим несколько подвижных камер с осями качания в плоскостях стабилизации ракеты, с помощью отклонения двух камер в плоскости тангажа до механических упоров, установленных на угол 1,3 град и при времени работы двигателя 7 сек обеспечивается приземление макета ракеты в заданном районе, на расстоянии 1210 м от точки старта. При этом используется временная задержка запуска двигателя, равная 0,3 сек от момента срабатывания датчика выхода макета из пускового контейнера.So, for example, for a ballistic missile with a first-stage engine having several movable chambers with swing axes in the rocket stabilization planes, by deflecting two chambers in the pitch plane to mechanical stops set at an angle of 1.3 degrees and with an engine operating time of 7 seconds provides the landing of a missile model in a given area, at a distance of 1210 m from the launch point. In this case, a time delay of starting the engine is used, equal to 0.3 seconds from the moment the pickup exit sensor triggers from the launch container.

Claims (1)

Бортовое командное устройство для отработки способа старта ракеты из пускового контейнера, с помощью пусков весогабаритного макета ракеты, имеющего, как на ракете, катапультирующее устройство (например, пороховой аккумулятор давления), двигатель первой ступени и рулевые машины органов управления, содержащие источник питания, электрически связанный с энергетическими средствами старта и рулевыми машинами, отличающееся тем, что в нем источник питания электрически связан с катапультирующим устройством, двигателем первой ступени и рулевыми машинами через установленные переключатели с нормально разомкнутыми контактами, на выходной электрической цепи источника питания использован переключатель, взаимодействующий с датчиком выхода макета, размещенным в районе верхнего торца пускового контейнера, в электрической цепи связи с двигателем установлен блок временной задержки его запуска относительно момента срабатывания датчика выхода, при подачи на рулевые машины электрического сигнала нужной полярности введены две параллельные цепи, в одной из которых подключен инвертор сигнала, а на штоках рулевых машин монтированы срезные штифты, первоначально удерживающие органы управления в нулевом положении, и механические ограничители их перемещения при дальнейшем движении макета. An on-board command device for practicing the method of launching a rocket from a launch container, by using launches of a weighted model of a rocket having, like on a rocket, a catapult device (for example, a powder pressure accumulator), a first-stage engine and steering gears of controls containing a power source electrically connected with energy starting means and steering machines, characterized in that in it the power source is electrically connected to the ejection device, the engine of the first stage and the steering by machines through installed switches with normally open contacts, a switch is used on the output electrical circuit of the power source that interacts with the layout output sensor located in the region of the top end of the launch container, a block for the time delay of its launch relative to the moment the output sensor is triggered is installed in the electrical circuit for communication with the engine , when an electric signal of the required polarity is fed to the steering cars, two parallel circuits are introduced, in one of which an invert p signal, and on the rods of the steering machines mounted shear pins, initially holding the controls in the zero position, and mechanical stops for their movement during further movement of the layout.
RU2013112428/11A 2013-03-19 2013-03-19 Onboard command device on missile dummy for take-off development RU2536942C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013112428/11A RU2536942C2 (en) 2013-03-19 2013-03-19 Onboard command device on missile dummy for take-off development

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013112428/11A RU2536942C2 (en) 2013-03-19 2013-03-19 Onboard command device on missile dummy for take-off development

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013112428A RU2013112428A (en) 2014-09-27
RU2536942C2 true RU2536942C2 (en) 2014-12-27

Family

ID=51656282

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013112428/11A RU2536942C2 (en) 2013-03-19 2013-03-19 Onboard command device on missile dummy for take-off development

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2536942C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU171224U1 (en) * 2016-12-15 2017-05-24 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Звезда" имени академика Г.И. Северина" Helicopter seat bailout control system

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080035786A1 (en) * 2004-05-19 2008-02-14 Derek Bilyk Expendable sonobuoy flight kit with aerodynamically assisted sonobuoy separation
US20120097801A1 (en) * 2010-10-24 2012-04-26 Barrett Ronald M Supersonic hovering air vehicle
RU124247U1 (en) * 2012-09-06 2013-01-20 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" DEVICE FOR RESET USEFUL LOAD FROM AIRCRAFT (OPTIONS)
RU124661U1 (en) * 2012-09-20 2013-02-10 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" DEVICE FOR RELEASING USEFUL LOADS FROM AIRCRAFT

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080035786A1 (en) * 2004-05-19 2008-02-14 Derek Bilyk Expendable sonobuoy flight kit with aerodynamically assisted sonobuoy separation
US20120097801A1 (en) * 2010-10-24 2012-04-26 Barrett Ronald M Supersonic hovering air vehicle
RU124247U1 (en) * 2012-09-06 2013-01-20 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" DEVICE FOR RESET USEFUL LOAD FROM AIRCRAFT (OPTIONS)
RU124661U1 (en) * 2012-09-20 2013-02-10 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" DEVICE FOR RELEASING USEFUL LOADS FROM AIRCRAFT

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU171224U1 (en) * 2016-12-15 2017-05-24 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Звезда" имени академика Г.И. Северина" Helicopter seat bailout control system

Also Published As

Publication number Publication date
RU2013112428A (en) 2014-09-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3088403A (en) Rocket assisted torpedo
JP2016026125A5 (en)
CN107416226B (en) Launching system and method for unpowered aircraft under deep water of great submergence
US4096802A (en) Motion-induced stimuli initiation system
RU2536942C2 (en) Onboard command device on missile dummy for take-off development
RU2506206C1 (en) Method of descending space rocket stage separation part and device to this end
US2870710A (en) Compound projectile with separable sections
RU2547208C1 (en) Airborne vehicle
RU2703763C1 (en) Method of payload delivery to circumterrestrial orbits by means of space launching vehicle
RU2534153C2 (en) Missile takeoff workup method
RU2536298C2 (en) Method of missile take-off development
RU2476357C2 (en) Method of onboard control in rocket flight emergent termination
RU2277693C1 (en) Multimission guided missile in launching pack
RU2345317C1 (en) Aviation torpedo
RU2129508C1 (en) Aircraft launch complex
US2706957A (en) Electrical control
DE102011089584B4 (en) Weapon system, in particular method for effective control of ship targets
RU93522U1 (en) BALLISTIC MISSILE
RU155579U1 (en) MULTISTAGE ROCKET
RU2624929C1 (en) Method of starting booster of controlled reactor charge and inertial circuit body
RU2771531C1 (en) Method for returning the head fairing of the rocket to the ground (options) and a fairing for the implementation of this method (options)
Itakura et al. Development and Ground Combustion Test of a Subscale Reusable Winged Rocket
KR102253928B1 (en) Guided Missile Ejection Apparatus and Missile Launching System having the same
RU2309090C2 (en) Aircraft missile complex
Boyne The remote control bombers

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20220224