RU2624929C1 - Method of starting booster of controlled reactor charge and inertial circuit body - Google Patents
Method of starting booster of controlled reactor charge and inertial circuit body Download PDFInfo
- Publication number
- RU2624929C1 RU2624929C1 RU2016112150A RU2016112150A RU2624929C1 RU 2624929 C1 RU2624929 C1 RU 2624929C1 RU 2016112150 A RU2016112150 A RU 2016112150A RU 2016112150 A RU2016112150 A RU 2016112150A RU 2624929 C1 RU2624929 C1 RU 2624929C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- inertial
- contacts
- starting
- circuit
- closure
- Prior art date
Links
Images
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
- F02K9/95—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
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/10—Missiles having a trajectory only in the air
Abstract
Description
Предлагаемая группа изобретений относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам.The proposed group of inventions relates to the field of weapons, in particular to small guided missiles.
Известен способ запуска маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда, при котором замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производится инерционным замыкателем под действием стартового ускорения. Данный способ реализован в управляемом реактивном снаряде 9М111, который оснащен инерционным замыкающим устройством (замыкателем), предназначенным для замыкания при старте цепи поджига электровоспламенителя разгонно-маршевой двигательной установки. (Снаряд 9М111 (9М111-2) Техническое описание и инструкция по эксплуатации 9М111 00.00.000 ТО, Военное издательство Министерства обороны СССР, М., 1975 г., с. 28-30, рис 20, прототип).There is a method of starting a mid-flight engine of a guided missile, in which the electric circuit of the electric igniter of the mid-flight engine is closed by an inertial contact under the action of starting acceleration. This method is implemented in a guided missile 9M111, which is equipped with an inertial closing device (contactor), designed to close when starting the ignition circuit of an electric igniter of an accelerating-propulsion propulsion system. (Shell 9M111 (9M111-2) Technical description and instruction manual 9M111 00.00.000 TO, Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, M., 1975, pp. 28-30, Fig. 20, prototype).
Недостатком этого способа и устройства, его реализующего, является то, что при применении его на снарядах с низкой стартовой скоростью и соответственно с низким значением стартового ускорения не гарантируется отсутствие замыкания электрической цепи запуска запала маршевого двигателя в процессе его эксплуатации и боевого применения, так как замыкатель, рассчитанный на стартовое ускорение, может сработать от удара при падении снаряда, что приведет к несанкционированному запуску маршевого двигателя. Это существенно снижает безопасность применения снаряда.The disadvantage of this method and the device that implements it is that when it is used on shells with a low starting speed and, accordingly, a low value of starting acceleration, the absence of a short circuit in the electric starting circuit of the main engine ignition during its operation and combat use is not guaranteed, since the contactor designed for starting acceleration, it can work from an impact when a projectile falls, which will lead to unauthorized starting of the main engine. This significantly reduces the safety of the projectile.
Так, например, при выполнении боевой задачи после активации источника питания и в случае возникновении нештатной ситуации (например, несрабатывание стартового двигателя), когда необходимо в короткий промежуток времени произвести разряжание пусковой установки и сброс отказавшего снаряда для заряжания другого, замыкание цепи при падении приведет к запуску разгонно-маршевой двигательной установки вблизи расчета или боевой машины.So, for example, when performing a combat mission after activating the power source and in the event of an emergency (for example, a malfunction of the starting engine), when it is necessary to discharge the launcher in a short period of time and reset the failed projectile to charge another, circuit closure when dropped will cause launching an accelerating-marching propulsion system near the crew or combat vehicle.
Задачей предлагаемой группы изобретений является обеспечение замыкания электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя инерционным замыкателем при воздействии стартовых ускорений и при этом исключение замыкания электрической цепи при ударном ускорении, возникающем при падении изделия.The objective of the proposed group of inventions is to ensure that the electrical circuit of the electric igniter of the marching engine is inertially closed when exposed to starting accelerations, while eliminating the closure of the electrical circuit during shock acceleration that occurs when the product falls.
Техническим результатом изобретения является повышение безопасности реактивного снаряда при эксплуатации и боевом применении.The technical result of the invention is to increase the safety of a rocket during operation and combat use.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе запуска маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда, при котором замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производится инерционным замыкателем под действием стартового ускорения, замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя осуществляют двумя инерционными замыкателями, причем время замыкания цепи и значение ускорения, при котором замыкается цепь вторым инерционным замыкателем, меньше соответствующих значений первого инерционного замыкателя.The solution to this problem is achieved by the fact that in the method of starting the marching engine of a guided missile, in which the electric circuit of the electric igniter of the marching engine is closed by an inertial contactor under the action of starting acceleration, the electric circuit of the electric igniter of the marching engine is closed by two inertial contactors, the circuit closing time and the acceleration value at which the circuit is closed by the second inertial contactor, less than the corresponding values eny first inertial contactor.
Для реализации данного способа и с целью уменьшения габаритно-массовых характеристик используется инерционное замыкающее устройство, обеспечивающее замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя под действием стартового ускорения, которое содержит два инерционных замыкателя, выполненных в одном корпусе с двумя параллельными каналами, в которых установлены два подвижных инерционных груза-контакта массой m1 и m2, каждый из которых взаимодействует с пружиной с жесткостью соответственно С1 и С2 и имеет возможность взаимодействия со своей парой неподвижных контактов при перемещении под действием стартового ускорения на величину хода х1 и х2 за время t1 и t2 соответственно, причем массы грузов-контактов и жесткость пружин подобраны таким образом, что выполняется соотношение t2/t1>1,2.To implement this method and in order to reduce the overall mass characteristics, an inertial closure device is used to ensure that the electric circuit of the main engine electric igniter is short-circuited by starting acceleration, which contains two inertial contactors made in one housing with two parallel channels, in which two movable inertial shipping-contact mass m 1 and m 2 each of which cooperates with a spring rigidity, respectively a C 1 and C 2 and has the capability st interaction with its pair of stationary contacts when moving under the influence of starting acceleration by the stroke x 1 and x 2 during the time t 1 and t 2, respectively, wherein the weight of cargo contacts and stiffness of the springs are selected in such a way that the ratio t 2 / t 1 > 1.2.
Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом (Фиг. 1-5).The invention is illustrated in graphic material (Fig. 1-5).
На Фиг. 1 изображена электрическая схема включения электровоспламенителя маршевого двигателя реактивного снаряда, гдеIn FIG. 1 shows an electric circuit for switching on an electric igniter of a mid-flight rocket engine, where
1 - источник питания;1 - power source;
2 - электровоспламенитель маршевого двигателя;2 - electric igniter marching engine;
3 - первый инерционный замыкатель;3 - the first inertial contactor;
4 - второй инерционный замыкатель.4 - second inertial contactor.
На Фиг. 2 изображено инерционное замыкающее устройство, состоящее из корпуса 5 с двумя параллельными каналами 6, 7, в которые установлены два груза-контакта 8, 9 массой m1 и m2 и две пружины 10, 11 жесткостью С1 и С2, а также двух пар контактов 12 и 13, причем массы грузов и жесткость пружин подобраны таким образом, что при воздействии ускорения перемещение груза-контакта 8 на расстояние х2 (до замыкания контактов) происходит за время t2, а перемещение груза-контакта 9 на расстояние x1 (до замыкания контактов) происходит за время t1, при этом выполняется условие t2/t1>1,2.In FIG. 2 shows an inertial closing device consisting of a
Уравнение движения грузов имеет вид:The equation of movement of goods has the form:
, ,
где mi - масса грузов m1 или m2;where m i is the mass of goods m 1 or m 2 ;
x0i - начальное поджатие пружин x01 или х02;x 0i - initial spring preload x 01 or x 02 ;
Ci - жесткость пружин С1 или С2,C i - spring stiffness C 1 or C 2 ,
n(t) - изменение значения перегрузки по времени,n (t) is the change in the value of the overload in time,
g - ускорение свободного падения.g is the acceleration of gravity.
На Фиг. 3 представлены графики движения грузов-контактов 8, 9 под действием стартового ускорения при работе стартового двигателя. Как видно из графиков, одновременное замыкание контактов двумя грузами-контактами происходит в течение времени tзам, при этом t2/t1>1,2.In FIG. 3 shows the graphs of the movement of the
Графики перемещения грузов-контактов при падении с различных высот представлены на Фиг. 4, 5.Graphs of the movement of cargo contacts when falling from various heights are presented in FIG. 4, 5.
Предложенный способ запуска маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда и реализующее его устройство работают следующим образом. Инерционное замыкающее устройство установлено в снаряд, грузы-контакты 8, 9 поджаты пружинами 10, 11, цепь контактов 12 и 13 включения электровоспламенителя маршевого двигателя разомкнута. Во время боевой работы снаряда при срабатывании разгонного устройства (стартового двигателя) под действием стартового ускорения происходит перемещение грузов-контактов 8, 9 на расстояния х2 и х1 соответственно и последовательное замыкание ими пар контактов 12 и 13. При этом происходит одновременное замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя снаряда двумя грузами-контактами в течение промежутка времени tзам (Фиг. 3), вследствие чего электровоспламенитель срабатывает и запускает маршевый двигатель реактивного снаряда.The proposed method for launching a mid-flight engine of a guided missile and its implementing device work as follows. The inertial closing device is installed in the projectile, the
В случае возникновения нештатной ситуации во время боевой работы, (несрабатывание стартового двигателя) производится разряжание и сброс отказавшего снаряда, в данном случае бортовая батарея снаряда уже активирована и замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя приведет к его срабатыванию.In the event of an emergency during combat work (failure of the starting engine), the failed projectile is discharged and reset, in this case, the on-board projectile battery is already activated and the electrical circuit of the main igniter electric igniter will cause it to trip.
Если при падении ударное ускорение не превышает значения стартового, перемещение груза-контакта 9 и кратковременное замыкание им пары контактов 13 за время t1 не приводит к срабатыванию электровоспламенителя маршевого двигателя, так как при этом груз-контакт 8 не доходит до положения замыкания контактов 12 (Фиг. 4).If the shock acceleration does not exceed the starting value during the fall, the movement of the load-
Случай, когда при падении ударное ускорение превышает значение стартового ускорения, показан на Фиг. 5. При падении на грунт и ударе происходит перемещение грузов-контактов 8, 9 и кратковременное замыкание ими пар контактов 12 и 13 за время t2 и t1 соответственно с интервалом времени Δt, однако вследствие импульсного, кратковременного характера, возникающего при падении ускорения, одновременного замыкания последовательно включенных контактов не происходит (так как в момент замыкания грузом-контактом 8 пары контактов 12, груз-контакт 9 под действием силы пружины 11 успевает отскочить от пары контактов 13) и электровоспламенитель маршевого двигателя не срабатывает.The case when the shock acceleration during a fall exceeds the value of the starting acceleration is shown in FIG. 5. When falling onto the ground and impact, the
Таким образом, предложенное техническое решение обеспечивает замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя инерционным замыкателем при воздействии стартовых ускорений и исключает замыкание электрической цепи при ускорениях, возникающих при падении изделия, чем обеспечивается безопасность снаряда при его эксплуатации и боевом применении.Thus, the proposed technical solution ensures the closure of the electric circuit of the electric igniter of the main engine with an inertial contact when exposed to starting accelerations and eliminates the closure of the electric circuit during accelerations that occur when the product falls, which ensures the safety of the projectile during its operation and combat use.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016112150A RU2624929C1 (en) | 2016-03-31 | 2016-03-31 | Method of starting booster of controlled reactor charge and inertial circuit body |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016112150A RU2624929C1 (en) | 2016-03-31 | 2016-03-31 | Method of starting booster of controlled reactor charge and inertial circuit body |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2624929C1 true RU2624929C1 (en) | 2017-07-11 |
Family
ID=59495091
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016112150A RU2624929C1 (en) | 2016-03-31 | 2016-03-31 | Method of starting booster of controlled reactor charge and inertial circuit body |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2624929C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU196361U1 (en) * | 2019-09-06 | 2020-02-26 | Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" | Inertial closure of an electric circuit of a controlled missile |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU373784A1 (en) * | 1971-02-15 | 1973-03-12 | Центральное конструкторское бюро гидрометеорологического приборостроени | INERTIAL SWITCH |
RU2108539C1 (en) * | 1996-01-16 | 1998-04-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Meteorological three-stage rocket |
US5914459A (en) * | 1997-08-01 | 1999-06-22 | Alliant Techsystems Inc. | Acceleration/deceleration sensing switch for munitions |
RU2167385C1 (en) * | 2000-03-06 | 2001-05-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for launching of jet projectile and complex of facilities realizing it |
RU2167388C1 (en) * | 2000-02-24 | 2001-05-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Jet projectile with separating engine |
RU2479825C1 (en) * | 2011-11-07 | 2013-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Российский Федеральный ядерный центр - Всероссийский научно-исследовательский институт экспериментальной физики" - ФГУП "РФЯЦ-ВНИИЭФ" | Precision shell fuse with side function |
-
2016
- 2016-03-31 RU RU2016112150A patent/RU2624929C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU373784A1 (en) * | 1971-02-15 | 1973-03-12 | Центральное конструкторское бюро гидрометеорологического приборостроени | INERTIAL SWITCH |
RU2108539C1 (en) * | 1996-01-16 | 1998-04-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Meteorological three-stage rocket |
US5914459A (en) * | 1997-08-01 | 1999-06-22 | Alliant Techsystems Inc. | Acceleration/deceleration sensing switch for munitions |
RU2167388C1 (en) * | 2000-02-24 | 2001-05-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Jet projectile with separating engine |
RU2167385C1 (en) * | 2000-03-06 | 2001-05-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for launching of jet projectile and complex of facilities realizing it |
RU2479825C1 (en) * | 2011-11-07 | 2013-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Российский Федеральный ядерный центр - Всероссийский научно-исследовательский институт экспериментальной физики" - ФГУП "РФЯЦ-ВНИИЭФ" | Precision shell fuse with side function |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU196361U1 (en) * | 2019-09-06 | 2020-02-26 | Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" | Inertial closure of an electric circuit of a controlled missile |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9134098B1 (en) | Countermeasure system and method for defeating incoming projectiles | |
US20200391058A1 (en) | Fire extinguishing bomb and launching system thereof | |
RU2624929C1 (en) | Method of starting booster of controlled reactor charge and inertial circuit body | |
RU2255302C1 (en) | Safety-and-actuating mechanism of fuse | |
US3635162A (en) | Practice bomb | |
US2952208A (en) | Detonation circuit for multiple sensitivity fuze | |
US3054870A (en) | Variable sensitivity inertia switch | |
US3229638A (en) | Air-launch environmental safing device | |
US3165059A (en) | Lanyard operated, delay arming mechanism | |
RU2456537C2 (en) | Firing mechanism for shells of multiple artillery rocket systems | |
US3316841A (en) | Safety device for a bomb fuze | |
US3705550A (en) | Solid rocket thrust termination device | |
RU2301960C2 (en) | Safety-actuating mechanism for warheads of rocket ammunition | |
US3282211A (en) | Foliage-sensitive bomb fuze | |
RU2489678C2 (en) | Electronic remote detonating fuse of missile projectile | |
KR101982023B1 (en) | Dual safety device having explosive reliability and the method thereof | |
RU186376U1 (en) | Integrated shock sensor | |
RU2167385C1 (en) | Method for launching of jet projectile and complex of facilities realizing it | |
US6050195A (en) | Self neutralizing fuze | |
US2801588A (en) | Deceleration discriminating firing device for a fuze | |
Boyne | The remote control bombers | |
US3356027A (en) | Retardation-sensing safing device for bomb fuze | |
RU2721923C1 (en) | Launch rocket engine controlled method and device for implementation thereof | |
RU111626U1 (en) | AERODYNAMIC DEVICE WITH OPENING ELASTIC SURFACE | |
RU2568826C2 (en) | Self-blasting system |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180913 Effective date: 20180913 |
|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180914 Effective date: 20180914 |