RU2750135C1 - Device for generating signal to start booster engine in aircraft control systems - Google Patents
Device for generating signal to start booster engine in aircraft control systems Download PDFInfo
- Publication number
- RU2750135C1 RU2750135C1 RU2020131100A RU2020131100A RU2750135C1 RU 2750135 C1 RU2750135 C1 RU 2750135C1 RU 2020131100 A RU2020131100 A RU 2020131100A RU 2020131100 A RU2020131100 A RU 2020131100A RU 2750135 C1 RU2750135 C1 RU 2750135C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- reference voltage
- comparator
- key
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/24—Beam riding guidance systems
- F41G7/26—Optical guidance systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к системам дистанционного управления машинами, в частности к системам управления малогабаритными летательными аппаратами, использующими пиротехнические батареи питания с электровоспламенителями. Батареи питания в известных системах располагаются в съемном контейнере летательного аппарата, устанавливаемого на пусковую установку перед пуском, и инициируются при нажатии спускового устройства механизма пуска.The invention relates to systems for remote control of machines, in particular to control systems for small-sized aircraft using pyrotechnic batteries with electric ignitors. Batteries in prior art systems are located in a removable container of the aircraft, installed on the launcher prior to launch, and are initiated by pressing the trigger of the launch mechanism.
Известно устройство для формирования сигнала на запуск стартового двигателя (СД) в системах управления летательными аппаратами [RU 2107249 С1, 24.03.1997 г.], выбранное нами за прототип. Устройство содержит сравнивающее устройство, один из входов которого соединен с формирователем опорного напряжения, второй вход соединен с входом устройства и одним из пары нормально разомкнутых контактов электромагнитного реле, а второй контакт пары соединен с выходом устройства, соединенный с вторым входом устройства формирователь убывающего напряжения, второе сравнивающее устройство, второй формирователь опорного напряжения, второе и третье электромагнитное реле, элементы И и ИЛИ, согласующее устройство, формирователь логической единицы и импульса, при этом формирователь убывающего напряжения через нормально разомкнутые контакты второго реле соединен с первым входом второго сравнивающего устройства, второй вход которого соединен с выходом второго формирователя опорного напряжения, выход второго сравнивающего устройства соединен с первым входом элемента И, второй вход которого соединен с выходом первого сравнивающего устройства, а выход - с первым входом элемента ИЛИ, второй вход которого соединен с одним из контактов первой пары третьего реле (ключа), второй контакт первой пары соединен с выходом формирователя логической единицы, выход элемента ИЛИ через согласующее устройство соединен с обмоткой третьего реле, первый вход устройства соединен с обмоткой второго реле и одним из контактов второй пары третьего реле, второй контакт второй пары через формирователь импульса соединен с обмоткой первого реле.There is a known device for generating a signal to start a starting engine (SD) in aircraft control systems [RU 2107249 C1, 03.24.1997], which we have chosen as a prototype. The device contains a comparison device, one of the inputs of which is connected to the reference voltage generator, the second input is connected to the device input and one of the pair of normally open contacts of the electromagnetic relay, and the second contact of the pair is connected to the device output, a decreasing voltage generator connected to the second input of the device, the second a comparing device, a second reference voltage generator, a second and third electromagnetic relay, AND and OR elements, a matching device, a logical unit and a pulse generator, while the decreasing voltage generator is connected through the normally open contacts of the second relay to the first input of the second comparator, the second input of which connected to the output of the second reference voltage generator, the output of the second comparator is connected to the first input of the AND element, the second input of which is connected to the output of the first comparator, and the output to the first input of the OR element, the second input is the cat orgo is connected to one of the contacts of the first pair of the third relay (key), the second contact of the first pair is connected to the output of the logical unit former, the output of the OR element through the matching device is connected to the winding of the third relay, the first input of the device is connected to the winding of the second relay and one of the contacts of the second pairs of the third relay, the second contact of the second pair is connected through the pulse shaper to the winding of the first relay.
При поступлении сигнала (импульса тока) по линии связи пусковой установки с ракетой на электровоспламенитель СД ракеты, происходит срабатывание электровоспламенителя, запуск СД, сход ракеты с пусковой установки и, следовательно, обрыв линии связи. При обрыве линии связи возможно замыкание проводов линии связи на выходе пусковой установки между собой. Так как длительность импульса на выходе формирователя импульса выбирается исходя из худшего случая (разброс времени срабатывания электровоспламенителей, разброс параметров пиротехнических батарей и т.д.), то электровоспламенитель всегда срабатывает раньше окончания этого импульса. И в случае закорачивания линии связи (замыкании проводов между собой), при сходе ракеты, происходит закорачивание выходов управления наземной аппаратуры, и как следствие приводит к резкому увеличению тока потребления от батареи, что в свою очередь, к кратковременному снижению напряжения на батареи, что может привести к сбоям в системе питания аппаратуры управления, и к потере ракеты.When a signal (current pulse) arrives through the communication line of the launcher with the rocket to the electric igniter of the SD of the rocket, the electric igniter is triggered, the SD is launched, the rocket leaves the launcher and, consequently, the communication line is broken. If the communication line is broken, the wires of the communication line at the output of the launcher may short out among themselves. Since the duration of the pulse at the output of the pulse shaper is selected based on the worst case (spread in the response time of electric ignitors, spread in the parameters of pyrotechnic batteries, etc.), the electric igniter always fires before the end of this pulse. And in the case of a short-circuiting of the communication line (short-circuiting the wires between themselves), when the rocket descends, the control outputs of the ground equipment are short-circuited, and as a result, leads to a sharp increase in the consumption current from the battery, which in turn, to a short-term decrease in the voltage on the batteries, which can lead to malfunctions in the power supply system of the control equipment, and to the loss of the missile.
Ракеты, имеющие бортовую аппаратуру, также имеют в своем составе пиротехнические батареи для ее питания. При данной схеме запуска СД, нет однозначной уверенности в том, что бортовые батареи ракеты вышли на режим, что в свою очередь может привести к потере ракеты.Rockets with on-board equipment also include pyrotechnic batteries to power it. With this scheme for launching the SD, there is no unequivocal certainty that the onboard batteries of the rocket are on mode, which in turn can lead to the loss of the rocket.
Задачей данной группы изобретений является повышение надежности системы.The task of this group of inventions is to improve the reliability of the system.
Поставленная задача решается за счет того, что инициализация электровоспламенителя СД производится импульсом стабилизированным по току при выходе бортовой батареи на режим. В устройство для формирования сигнала на запуск СД в системах управления летательными аппаратами, содержащее первое сравнивающее устройство первый вход которого соединен с первым формирователем опорного напряжения, а второй - с первым входом устройства и первым выводом первой пары разомкнутых контактов третьего ключа, соединенный со вторым входом устройства формирователь убывающего напряжения, выход которого соединен с первым выводом разомкнутых контактов второго ключа, второй вывод которого соединен с первым входом второго сравнивающего устройства, второй вход которого соединен со вторым формирователем опорного напряжения, а выход соединен с первым входом первого элемента И, второй вход которого соединен с выходом первого сравнивающего устройства, а также элемент ИЛИ, выход которого через согласующее устройство соединен со входом управления третьего ключа, а второй вход -со вторым выводом второй пары разомкнутых контактов третьего ключа, первый вход которого соединен с выходом формирователя логической единицы, а второй вывод первой контактной пары третьего ключа через формирователь импульса соединен со входом управления первого ключа, второй вывод контактной пары которого соединен с выходом устройства, введены стабилизатор тока, третье сравнивающее устройство, третий формирователь опорного напряжения, третий вход и второй элемент И, выход которого соединен с первым входом элемента ИЛИ, первый вход с выходом первого элемента И, а второй вход с выходом третьего сравнивающего устройства, второй вход которого соединен с выходом третьего формирователя опорного напряжения, а первый с третьим входом устройства, вход стабилизатора тока соединен с первым входом устройства, а выход стабилизатора тока с первым выводом контактной пары первого ключа, выход первого сравнивающего устройства при этом соединен с входом управления второго ключа.The problem is solved due to the fact that the initialization of the LED electric igniter is carried out by a pulse stabilized in current when the on-board battery reaches the mode. Into a device for generating a signal to start the SM in aircraft control systems, containing a first comparator, the first input of which is connected to the first reference voltage generator, and the second to the first input of the device and the first output of the first pair of open contacts of the third key, connected to the second input of the device a decreasing voltage generator, the output of which is connected to the first terminal of the open contacts of the second key, the second terminal of which is connected to the first input of the second comparator, the second input of which is connected to the second reference voltage generator, and the output is connected to the first input of the first AND element, the second input of which is connected with the output of the first comparator, as well as the OR element, the output of which is connected through the matching device to the control input of the third key, and the second input to the second output of the second pair of open contacts of the third key, the first input of which is connected to the output of the a logical unit driver, and the second terminal of the first contact pair of the third key through the pulse shaper is connected to the control input of the first key, the second terminal of the contact pair of which is connected to the device output, a current stabilizer, a third comparator, a third reference voltage driver, a third input and a second element are introduced And, the output of which is connected to the first input of the OR element, the first input to the output of the first AND element, and the second input to the output of the third comparator, the second input of which is connected to the output of the third reference voltage former, and the first to the third input of the device, the input of the current stabilizer is connected with the first input of the device, and the output of the current stabilizer with the first output of the contact pair of the first switch, the output of the first comparator device is connected to the control input of the second switch.
Структурная схема устройства для формирования сигнала на запуск СД в системах управления летательными аппаратами представлена на фиг. 1, где:A block diagram of a device for generating a signal to trigger an SM in aircraft control systems is shown in Fig. 1, where:
1 - первое сравнивающее устройство;1 - the first comparing device;
2 - первый формирователь опорного напряжения;2 - the first shaper of the reference voltage;
3 - формирователь убывающего напряжения;3 - shaper of decreasing voltage;
4 - первый ключ;4 - the first key;
5 - второй ключ;5 - second key;
6 - третий ключ;6 - third key;
7 - второе сравнивающее устройство;7 - the second comparing device;
8 - второй формирователь опорного напряжения;8 - the second shaper of the reference voltage;
9 - элемент И;9 - element And;
10 - элемент ИЛИ;10 - OR element;
11 - согласующее устройство;11 - matching device;
12 - формирователь сигнала логической единицы;12 - logic unit signal generator;
13 - формирователь импульса;13 - pulse shaper;
14 - первый вход;14 - first entrance;
15 - второй вход;15 - second entrance;
16 - выходной вывод;16 - output pin;
17 - стабилизатор тока;17 - current stabilizer;
18 - третий формирователь опорного напряжения;18 - the third shaper of the reference voltage;
19 - третье сравнивающее устройство;19 - the third comparing device;
20 - элемент И;20 - element And;
21 - третий вход.21 is the third entrance.
Сравнивающие устройства 1, 7 и 19 могут быть выполнены, например, на микросхемах компараторов напряжения 521СА3, формирователи опорных напряжений 2, 8, 18 - на стабилитронах, формирователь убывающего напряжения 3 - в виде пикового детектора, ключи 4, 5 и 6 на электромагнитных реле или транзисторах.Comparing
Устройство для формирования сигнала на запуск СД в системах управления летательными аппаратами работает следующим образом. При нажатии оператором кнопки пуска, пусковое устройство формирует импульсный сигнал подаваемый на электровоспламенитель пиротехнической батареи и через вход 15 на формирователь убывающего напряжения 3. Время уменьшения напряжения на нем (постоянная времени) выбрана исходя из максимально возможного времени выхода пиротехнической батареи на режим.The device for generating a signal to start the SM in aircraft control systems operates as follows. When the operator presses the start button, the starting device generates a pulse signal fed to the electric igniter of the pyrotechnic battery and through
При достижении напряжением батареи своего номинального значения - задается первым формирователем опорного напряжения 2, происходит срабатывание второго ключа 5 и напряжение с выхода формирователя убывающего напряжения 3 поступает на второе сравнивающее устройство 7 и если это напряжение выше напряжения на выходе второго формирователя опорного напряжения 8, на его выходе формируется сигнал логической единицы, который поступает на второй вход первого элемента И 9, на первом входе которого присутствует напряжение сигнала логической единицы с выхода первого сравнивающего устройства 1. Сигнал логической единицы с выхода элемента И поступает на первый вход второго элемента И 20, на второй вход которого поступает сигнал с выхода третьего сравнивающего устройства 19, на первый вход которого поступает сигнал с выхода бортовой батареи (бортовая батарея взводится, например, током с выхода контейнерной батареи и на схеме не показано) по третьему входу устройства 21. Пока напряжение на выходе бортовой батареи меньше опорного, установленного на выходе третьего формирователя опорного напряжения, на выходе третьей схемы сравнения присутствует сигнал логического нуля, который блокирует работу третьего ключа 6. При выходе бортовой аппаратуры на режим на выходе третьей схемы сравнения появляется сигнал логической единицы, который поступает на второй вход второго элемента И 20, и далее на первый вход элемента ИЛИ 10, с выхода которой через согласующее устройство 11 на вход управления третьего ключа 6. Под действием этого ключа сигнал логической еденицы с выхода формирователя логической единицы 12 поступает на второй вход элемента ИЛИ, и таким образом блокируется отключение третьего ключа 6 при снижении напряжения на выходе формирователя убывающего напряжения ниже опорного. При срабатывании третьего ключа напряжение питания поступает на вход формирователя импульса 13 и на выходе формирователя импульсов формируется импульс заданной длительности. Сформированный импульс подается на вход управления первого ключа, что приводит к его срабатыванию, и сигнал тока, ограниченный величиной, установленной в стабилизаторе тока, поступает на электровоспламенитель СД ракеты.When the battery voltage reaches its nominal value, it is set by the first shaper of the
Длительность импульса, формируемая на выходе формирователя импульсов 13, рассчитанная исходя из максимального времени срабатывания электровоспламенителя СД и из емкости батареи во всех режимах работы, выбрана равной 100 мс. Реальное время срабатывания от момента подачи импульса тока до схода ракеты (обрыва линии связи и возможного замыкания проводов линии связи между собой) составляет 20 мс. В устройстве, выбранном нами за прототип, ток, текущий через первый ключ, в течение первых 20 мс действия импульса будет ограничен сопротивлением электровоспламенителя СД, а после схода ракеты и в случае замыкания выходных проводов линии связи на выходе между собой при их обрыве ограничен только выходным сопротивлением батареи, что может привести к просадке напряжения батареи и как следствие этого к сбою в работе схемы управления. В предлагаемом же устройстве независимо от сопротивления на выходе устройства, выходной ток не зависит от сопротивления нагрузки и постоянен на всем протяжении действия импульса, что не приводит к просадкам напряжения питания, что повышает надежность работы системы.The pulse duration, formed at the output of the
Таким образом, инициализация электровоспламенителя стартового двигателя производится импульсом стабилизированным по току, и при выходе бортовой батареи на режим, что повышает надежность работы системы.Thus, the initialization of the electric igniter of the starting engine is performed by a pulse stabilized by current, and when the on-board battery enters the mode, which increases the reliability of the system.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020131100A RU2750135C1 (en) | 2020-09-21 | 2020-09-21 | Device for generating signal to start booster engine in aircraft control systems |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020131100A RU2750135C1 (en) | 2020-09-21 | 2020-09-21 | Device for generating signal to start booster engine in aircraft control systems |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2750135C1 true RU2750135C1 (en) | 2021-06-22 |
Family
ID=76504936
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2020131100A RU2750135C1 (en) | 2020-09-21 | 2020-09-21 | Device for generating signal to start booster engine in aircraft control systems |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2750135C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3443774A (en) * | 1962-10-20 | 1969-05-13 | Bofors Ab | Remote controlled spinning missile system |
RU2107249C1 (en) * | 1997-03-24 | 1998-03-20 | Центральный научно-исследовательский институт точного машиностроения | Method of generation of booster-engine starting signal in flight vehicle control systems and device for its realization |
RU2303235C1 (en) * | 2005-11-21 | 2007-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Device for launching of guided missile or projectile |
RU124783U1 (en) * | 2012-09-25 | 2013-02-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения" | MANAGED ROCKET IN THE TRANSPORT AND STARTING CONTAINER |
-
2020
- 2020-09-21 RU RU2020131100A patent/RU2750135C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3443774A (en) * | 1962-10-20 | 1969-05-13 | Bofors Ab | Remote controlled spinning missile system |
RU2107249C1 (en) * | 1997-03-24 | 1998-03-20 | Центральный научно-исследовательский институт точного машиностроения | Method of generation of booster-engine starting signal in flight vehicle control systems and device for its realization |
RU2303235C1 (en) * | 2005-11-21 | 2007-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Device for launching of guided missile or projectile |
RU124783U1 (en) * | 2012-09-25 | 2013-02-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения" | MANAGED ROCKET IN THE TRANSPORT AND STARTING CONTAINER |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4145970A (en) | Electric detonator cap | |
US6477457B1 (en) | Method for transmitting power and data in a bus system provided for occupant protection devices | |
US4099467A (en) | Sequential initiation of explosions | |
US3739726A (en) | Electronic fuze | |
US4089268A (en) | Safe arming system for two-explosive munitions | |
RU2750135C1 (en) | Device for generating signal to start booster engine in aircraft control systems | |
KR950033411A (en) | Continuous blasting system | |
US20180245900A1 (en) | Firing arrangement | |
JP4625184B2 (en) | Electric ignition circuit for vehicle occupant protection system | |
US10260851B2 (en) | System for controlling at least one electronic detonator | |
US9718433B2 (en) | Apparatus for operating a cold-gas generator for a vehicle | |
US3384017A (en) | Land mine control system | |
CN107599849B (en) | Uncontrolled safety protection equipment and system for electric automobile test | |
US2912902A (en) | Explosive powered bomb release unit | |
US3160795A (en) | Missile launch detection circuit | |
US3470419A (en) | Destruction actuation circuit | |
CN111023897B (en) | Ignition device and fire control system | |
RU2610610C1 (en) | Device for blasting pyrotechnic | |
US3617813A (en) | Intervalometer and timing oscillator | |
US3468255A (en) | Intervalometer | |
RU2266569C2 (en) | Device for controlling and detonating pyrocartridge | |
RU2107249C1 (en) | Method of generation of booster-engine starting signal in flight vehicle control systems and device for its realization | |
SU1102616A1 (en) | Device for remote turn-on of fire extinguishing system | |
UA123479U (en) | CONTROLLERS AND PURPOSE CONTROL DEVICES | |
US20210344186A1 (en) | Actuating apparatus for triggering at least one pyrofuse, and energy storage device comprising a pyrofuse of this kind |