RU2541995C1 - Способ приема сигнала отделения ракеты от носителя и устройство для его реализации - Google Patents
Способ приема сигнала отделения ракеты от носителя и устройство для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2541995C1 RU2541995C1 RU2013147869/03A RU2013147869A RU2541995C1 RU 2541995 C1 RU2541995 C1 RU 2541995C1 RU 2013147869/03 A RU2013147869/03 A RU 2013147869/03A RU 2013147869 A RU2013147869 A RU 2013147869A RU 2541995 C1 RU2541995 C1 RU 2541995C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- separation
- carrier
- receiving
- signal
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Предлагаемое изобретение относится к предохранительным устройствам бортовых систем летательных аппаратов, в частности беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), и предназначено для безопасного боевого применения БПЛА. Оно может быть использовано для получения сигнала отделения самонаводящейся ракеты от любого типа носителя. Техническим результатом является повышение надежности работы устройства, а также уменьшение веса БПЛА, его габаритов и стоимости. В предлагаемом способе используют в процессе отделения БПЛА от носителя факт разрыва электрических цепей бортового разъема БПЛА, фиксируют приемным устройством пропадание команды, например команды контроля безопасности (КБ), производят обработку принятого сигнала, его задержку на заданное время и переводят контактное устройство в режим подачи команды отделения составным частям ракеты. Предлагаемый способ реализуют с помощью устройства, состоящего из ответной части бортового разъема, расположенной на корпусе ракеты, приемного реле, инерциальной системы управления и контактного устройства команды отделения. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к предохранительным устройствам бортовых систем летательных аппаратов, в частности беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), и предназначено для безопасного транспортирования и боевого применения летательного аппарата.
Известен способ приема сигнала отделения ракеты от носителя, при котором после пуска ракеты чеку, тросиком соединенную с носителем, отделяют от основания предохранительного механизма, расположенного на ракете. В основании предохранительного механизма поршень, перемещаясь, переключает контакты микропереключателей, замыкающих предохраняемые цепи ракеты (патент US №6314887, дата приоритета 13.11.2001 г., МПК F42C 15/40). Сигнал отделения поступает на составные части ракеты.
Данный способ реализован с помощью предохранительного механизма ракеты (патент US №6314887, дата приоритета 13.11.2001 г., МПК F42C 15/40), состоящего из основания, закрепленного на ракете, и чеки, тросиком соединенной с носителем. Недостатками данного способа и устройства являются: недостаточно высокая надежность эксплуатации из-за необходимости размещения на ракете и носителе дополнительных устройств и наличия дополнительной механической связи между ними.
Известен способ приема сигнала отделения ракеты от носителя, при котором после пуска ракеты чеку, тросиком соединенную с носителем, отделяют от основания предохранительного механизма, расположенного на ракете. Под действием пружины шток начинает перемещаться и замыкает предохраняемые цепи ракеты (патент RU №2481551, дата приоритета 20.12.2011, МПК F42C 15/40). При взведении контактного устройства, размещенного внутри предохранительного механизма, на составные части ракеты подают сигнал отделения.
Данный способ реализован с помощью компактного предохранительного устройства ракеты (патент RU №2481551, дата приоритета 20.12.2011, МПК F42C 15/40), состоящего из корпуса с размещенными в нем двумя микропереключателями, штока, средства перемещения штока, а также чеки, тросиком соединенной с носителем. Недостатками данного способа и устройства являются: недостаточно высокая надежность эксплуатации из-за необходимости размещения на ракете и носителе дополнительных устройств и наличия дополнительной механической связи между ними.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных выше недостатков и создание надежного универсального способа и устройства, обеспечивающего безопасное применение ракеты на различных типах носителей.
Поставленная задача решается за счет того, что способ приема сигнала отделения ракеты от носителя осуществляют следующим образом: после отделения ракеты от носителя фиксируют приемным устройством отсутствие команды контроля безопасности, обрабатывают принятый сигнал в инерциальной системе управления, задерживают его на заданное время, переводят контактное устройство команды отделения в режим подачи команды отделения составным частям ракеты и подают команду отделения ракеты от носителя составным частям ракеты.
Поставленная задача решается за счет того, что устройство для приема сигнала отделения ракеты от носителя состоит из ответной части бортового разъема, расположенного на корпусе ракеты, приемного реле, инерциальной системы управления, контактного устройства команды отделения, при этом к контакту «Контроль безопасности минус» подсоединен первый конец обмотки приемного реле, второй конец обмотки приемного реле соединен с шиной «+27В», через нормально замкнутый контакт приемного реле шина напряжения «+27В» соединена с первым входом приема команд инерциальной системы управления, при этом первый выход приема команд инерциальной системы управления соединен с контактным устройством команды отделения.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлен вариант исполнения устройства приема сигнала отделения ракеты от носителя.
На фиг.1 обозначены:
1 - носитель;
2 - ответная часть бортового разъема;
3 - приемное реле;
4 - инерциальная система управления (ИСУ);
5 - контактное устройство команды отделения;
6 - составные части ракеты;
7 - ракета;
8 - реле.
По предлагаемому способу при старте ракеты используют факт разрыва электрических цепей, проходящих через бортовой разъем (в варианте исполнения разрыв цепи «Контроль безопасности минус»), фиксируют пропадание соответствующей команды «Контроль безопасности» при помощи приемного реле 3, логически обрабатывают принятый сигнал «Контроль безопасности» × F, задерживают его на заданное время, например, с помощью инерциальной системы управления 4. Затем переводят электрическим сигналом F(+27B) контактное устройство команды отделения 5 в режим подачи команды отделения составным частям ракеты 6. В качестве контактного устройства команды отделения 5 может быть использовано реле, которое может входить в состав ИСУ 4 в качестве его выходного реле 5 или вместе с приемным реле 3 располагаться в составе блока автоматики.
В варианте исполнения, представленном на фиг.1, предлагаемое устройство состоит из ответной части бортового разъема 2, расположенной на корпусе ракеты 7, приемного реле 3, инерциальной системы управления 4 и контактного устройства команды отделения 5, выполненного, например, в виде реле.
Рассмотрим работу варианта устройства приема сигнала отделения ракеты в случае применения с авиационного носителя, представленного на фиг.1. В процессе совместного полета ракета 7 находится на подвеске пускового устройства носителя 1, при запуске ракеты 7 она отделяется от носителя 1, при этом расстыкуется отрывной бортовой разъем, связывающий электросистемы ракеты и носителя. Для нормального выполнения циклограммы автономного полета ракеты ее составные части 6 должны получить команду отделения от ракеты 7.
Подачу электропитания с носителя 1 на ракету 7 (напряжение +27В) всегда осуществляют через бортовой разъем только при замкнутых контактах КБ1, КБ2, …, КБп цепи контроля безопасности. Напряжение «-27В» из носителя 1 через контакт «Контроль безопасности минус» бортового разъема поступает на цепочку последовательно соединенных контактов КБ1, КБ2, … КБп и на обмотку приемного реле 3. Через замкнутые контакты КБ1, КБ2, … КБп и контакт «Контроль безопасности плюс» бортового разъема напряжение «-27В» возвращается в носитель 1 и поступает на реле, которое размещено в носителе, срабатывает и подает через бортовой разъем напряжение питания «+27В», подготавливая элементы ракеты 7 к старту. При наличии цепи «Контроль безопасности минус» срабатывает реле 3 и размыкает свой нормально замкнутый контакт, через который напряжение «+27В» может поступать на один из входов ИСУ 4. После старта ракеты 7 отрывной бортовой разъем 2 расстыкуется, напряжение «-27В» с обмотки реле снимается, нормально замкнутый контакт реле 3 замыкается и на вход ИСУ в качестве сигнала «Контроль безопасности плюс» поступает напряжение «+27В», сигнализирующее через снятие контроля блокировки КБ о сходе ракеты. Сигнал снятия КБ с необходимой задержкой, выдаваемой программой ИСУ, поступает на реле 5 команды отделения (сигнал F(+27B)). При необходимости сигнал F(+27B) в ИСУ дополнительно обрабатывается, например, вводится условие выдачи F(+27B) только при наличии заданного удаления от носителя, только при наличии свободного движения ракеты (отсутствие механической связи с носителем), только в ограниченном интервале времени после приема команды «Пуск».
Конструктивное исполнение предложенного устройства может быть различным. Например, в качестве реле 5 может быть использовано одно из выходных реле ИСУ 4 и команда отделения из ИСУ 4 может сразу поступать на другие составные части ракеты 6. Реле 5 вместе с реле 3 может быть размещено в блоке автоматики ракеты, может быть введено в ИСУ или быть представлено в виде отдельного блока.
В предлагаемом способе используют в процессе отделения БПЛА от носителя факт разрыва электрических цепей бортового разъема БПЛА, фиксируют приемным устройством пропадание команды, например команды контроля безопасности (КБ), производят обработку принятого сигнала, его задержку на заданное время и переводят контактное устройство в режим подачи команды отделения составным частям ракеты. Предлагаемый способ позволяет устранить лишнюю механическую связь ракеты с носителем за счет того, что из состава ракеты исключают предохранительный механизм с чекой, а также приспособление для выдергивания чеки, расположенное на носителе (тросик).
Техническим результатом является упрощение способа и устройства, повышение надежности работы устройства, а также уменьшение веса БПЛА, его габаритов и стоимости.
Представленные чертеж и описание устройства позволяют, используя существующую элементную базу, осуществить способ и изготовить устройство промышленным способом, что характеризует предлагаемое изобретение как промышленно применимое.
Claims (2)
1. Способ приема сигнала отделения ракеты от носителя, при котором после отделения ракеты от носителя фиксируют приемным устройством отсутствие команды контроля безопасности, обрабатывают принятый сигнал в инерциальной системе управления, задерживают его на заданное время, переводят контактное устройство команды отделения в режим подачи команды отделения составным частям ракеты и подают команду отделения ракеты от носителя составным частям ракеты.
2. Устройство для приема сигнала отделения ракеты от носителя, включающее в себя ответную часть бортового разъема, расположенную на корпусе ракеты, приемное реле, инерциальную систему управления, контактное устройство команды отделения, при этом к контакту «Контроль безопасности минус» подсоединен первый конец обмотки приемного реле, второй конец обмотки приемного реле соединен с шиной «+27В», через нормально замкнутый контакт приемного реле шина напряжения «+27В» соединена с первым входом приема команд инерциальной системы управления, при этом первый выход приема команд инерциальной системы управления соединен с контактным устройством команды отделения.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013147869/03A RU2541995C1 (ru) | 2013-10-28 | 2013-10-28 | Способ приема сигнала отделения ракеты от носителя и устройство для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013147869/03A RU2541995C1 (ru) | 2013-10-28 | 2013-10-28 | Способ приема сигнала отделения ракеты от носителя и устройство для его реализации |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2541995C1 true RU2541995C1 (ru) | 2015-02-20 |
Family
ID=53288862
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013147869/03A RU2541995C1 (ru) | 2013-10-28 | 2013-10-28 | Способ приема сигнала отделения ракеты от носителя и устройство для его реализации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2541995C1 (ru) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2347201A (en) * | 1999-06-11 | 2000-08-30 | Buck Neue Technologien Gmbh | Safety device foe ammunition with an electronic firing system |
| US6314887B1 (en) * | 2000-02-22 | 2001-11-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Microelectromechanical systems (MEMS)-type high-capacity inertial-switching device |
| RU2346857C2 (ru) * | 2006-05-26 | 2009-02-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Система управления сбросом блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с маршевой двигательной установкой многократного запуска |
| RU2385445C1 (ru) * | 2008-07-09 | 2010-03-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Способ моделирования процесса отделения ракеты от авиационного носителя при проведении наземных испытаний |
| RU2481551C1 (ru) * | 2011-12-20 | 2013-05-10 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Компактное предохранительное устройство однократного срабатывания |
| RU2489315C2 (ru) * | 2007-05-25 | 2013-08-10 | Зе Боинг Компани | Система управления потоком с использованием плазменного актуатора и способ ее использования для управления потоком, обтекающим оружейный отсек высокоскоростного подвижного носителя |
-
2013
- 2013-10-28 RU RU2013147869/03A patent/RU2541995C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2347201A (en) * | 1999-06-11 | 2000-08-30 | Buck Neue Technologien Gmbh | Safety device foe ammunition with an electronic firing system |
| US6314887B1 (en) * | 2000-02-22 | 2001-11-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Microelectromechanical systems (MEMS)-type high-capacity inertial-switching device |
| RU2346857C2 (ru) * | 2006-05-26 | 2009-02-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Система управления сбросом блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с маршевой двигательной установкой многократного запуска |
| RU2489315C2 (ru) * | 2007-05-25 | 2013-08-10 | Зе Боинг Компани | Система управления потоком с использованием плазменного актуатора и способ ее использования для управления потоком, обтекающим оружейный отсек высокоскоростного подвижного носителя |
| RU2385445C1 (ru) * | 2008-07-09 | 2010-03-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Способ моделирования процесса отделения ракеты от авиационного носителя при проведении наземных испытаний |
| RU2481551C1 (ru) * | 2011-12-20 | 2013-05-10 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Компактное предохранительное устройство однократного срабатывания |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3223097A3 (en) | Unmanned aerial vehicle flight control system | |
| RU2438940C2 (ru) | Система запуска и установка запуска | |
| US2489984A (en) | Explosive-release mechanism | |
| US8869671B2 (en) | Aircraft device deployment system with spring-driven mechanical linkage | |
| US10323906B2 (en) | Autonomous flight termination system and method | |
| CN104454240B (zh) | 一种飞行器的助推器点火控制电路 | |
| CN109795720B (zh) | 航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法 | |
| EP3268280A1 (de) | Intelligentes fallschirmrettungssystem für bemannte und unbemannte luftfahrzeuge | |
| EP2723641B1 (en) | Apparatus for use on unmanned vehicles | |
| WO2009134513A3 (en) | Aircraft flight termination system and method | |
| UA99079C2 (ru) | Система запуска и возвращения беспилотных летательных аппаратов | |
| US5108049A (en) | Device for overcoming the problem of crew safety during a spacecraft launch and improve the joints connecting the segments of the solid rocket booster | |
| RU2541995C1 (ru) | Способ приема сигнала отделения ракеты от носителя и устройство для его реализации | |
| EP2977318A1 (en) | Remotely piloted aircraft or drone adapted to induce artificial avalanche detachment | |
| US9163901B2 (en) | Guidance section connector interface for advanced rocket launchers | |
| CN105882996A (zh) | 一种基于固体火箭推进系统的快速响应无人侦察机 | |
| US7775147B2 (en) | Dual redundant electro explosive device latch mechanism | |
| CN208036622U (zh) | 开伞装置和无人机 | |
| US3411401A (en) | Explosive driven guillotine | |
| CN203465855U (zh) | 无人机障碍报警系统 | |
| US3273835A (en) | Self-ejecting emergency chute recovery system | |
| US20230182907A1 (en) | Multi-seat escape system and ejection seat sequencer | |
| GB2604432A (en) | Aircraft escape system and ejection seat sequencer for ejection systems | |
| US20220290959A1 (en) | Improvements in and relating to weapon control | |
| EP3793900B1 (en) | Payload activation device |