Автономний пристрій самоліквідації ракети

Реферат: Винахід належить до систем керування і може використовуватися для самоліквідації ракет в критичних ситуаціях. В автономний пристрій самоліквідації ракети, який містить обчислювальний блок, вихід якого з'єднаний з входом електродетонатора, з'єднане з ними джерело живлення, згідно з винаходом, введено чотири симетрично встановлених між собою по взаємно перпендикулярних осях чотири одноосних давачі прискорення, виходи яких відповідно з'єднані з входами обчислювального блока. Винахід дозволяє розширити функціональні можливості, збільшити експлуатаційну надійність та одночасно спростити схему та значно знизити собівартість. UA 106555 C2 (12) UA 106555 C2 UA 106555 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до систем керування і може використовуватися для самоліквідації ракет в критичних ситуаціях. Відомий пристрій для самоліквідації бойового елемента (1), який містить послідовно з'єднані джерело живлення, накопичувальний конденсатор, ключ запалювання, детонатор, часовий пристрій, ударний датчик, пороговий пристрій. Недоліком даного пристрою є обмежені функціональні можливості та низька експлуатаційна надійність, по причині відсутності контролю за траєкторією польоту ракети, а ведення контролю тільки за ударними навантаженнями на ракету, крім того ударним давачам, які використані в схемі, присутня висока чутливість до завад. Найбільш близьким за технічним задумом та суттєвими ознаками до запропонованого автономного пристрою для самоліквідації ракет є ракета з географічним обмеженням траєкторії польоту (2), яка містить навігаційну систему, обчислювальний блок у складі блока пам'яті та електронного блока керування, виконавчий пристрій. Електронний блок керування забезпечує пошук в блоці пам'яті даних про положення ракети, яке відповідає положенню, заданому навігаційною системою. При цьому визначається допустимість положення ракети і у випадку недопустимого її положення виконавчим пристроєм формується електричний сигнал, який забезпечує самоліквідацію ракети. Основним недоліком ракети з географічним обмеженням траєкторії польоту є складність та висока собівартість, які обумовлені складністю реалізації навігаційної системи, а також обмежені функціональні можливості по причині непрацездатності супутникової навігації при швидкості руху ракети понад 500-600 м/с, прискореннях понад 4-5 g та висоті більшій за 1800019000 кілометрів. В основу винаходу покладено задачу удосконалити автономний пристрій для самоліквідації ракети, шляхом заміни навігаційної системи на симетрично встановлені по взаємно перпендикулярних осях чотири одноосних давачі прискорення, що дозволило б проводити обчислення реальної траєкторії руху та визначати похибки поточного відхилення ракети від заданої в польотному завданні траєкторії, що дозволило б забезпечити експлуатаційну надійність при будь-якій швидкості та висоті польоту ракети при одночасному спрощенні конструкції. Покладена задача вирішується тим, що в автономний пристрій для самоліквідації ракети, який містить обчислювальний блок, вихід якого з'єднаний з входом електродетонатора, з'єднане з обчислювальним блоком джерело живлення, згідно з винаходом, введено чотири симетрично встановлених між собою по взаємно перпендикулярних осях чотири одноосних давачі прискорення, виходи яких відповідно з'єднані з входами обчислювального блока. Введення чотирьох симетрично встановлених між собою по взаємно перпендикулярних осях одноосних давачів прискорення разом з відомими блоками дозволило підчас польоту формувати реальну траєкторію руху ракети та одночасно порівнювати відхилення її від заданої польотної траєкторії, що дозволило підвищити безпеку та експлуатаційну надійність. Використання чотирьох симетрично встановлених між собою по взаємно перпендикулярних осях одноосних давачів прискорення забезпечило надійну роботу пристрою при будь-якій швидкості, прискоренні та висоті польоту ракети, тобто розширило функціональні можливості та одночасно спростило схему, а відповідно значно зменшило габарити та знизило собівартість пристрою. Крім того, виконання пристрою автономним та малогабаритним дозволяє провести самоліквідацію ракети при відмові внутрішніх блоків ракети та впливати на самовільну випадкову зміну траєкторії польоту при виконанні завдання. Крім того, автономне та малогабаритне виконання пристрою дозволило використовувати його як дублюючий зовнішній пристрій на ракетах, які оснащені внутрішнім пристроєм для самоліквідації ракети, що збільшує експлуатаційну надійність системи в цілому. На кресленні зображена блок-схема автономного пристрою для самоліквідації ракети. Автономний пристрій для самоліквідації ракети містить чотири симетрично встановлених між собою по взаємно перпендикулярних осях одноосних давачів прискорення 1, 2, 3, 4, обчислювальний блок 5, електродетонатор 6, джерело живлення 7, при цьому виходи чотирьох симетрично встановлених між собою по взаємно перпендикулярних осях одноосних давачів прискорення 1, 2, 3, 4, відповідно з'єднані з входами обчислювального блока 5, вихід якого з'єднаний з входом електродетонатора 6, а джерело живлення 7 з'єднано з обчислювальним блоком 5. Як одноосні давачі прискорення 1, 2, 3, 4 може використовуватися мікросхема ADXL 150, а як обчислювальний блок 7 може використовуватися мікросхема (міні - ЕОМ) AT 128RFR2, а як джерело живлення - батарея T32CNА/436-4796. 1 UA 106555 C2 5 10 Автономний пристрій для самоліквідації ракети працює наступним чином. Перед штатним пуском ракети закріплюють малогабаритний автономний пристрій самоліквідації ракети на зовнішню поверхню ракети таким чином, щоб чотири одноосні давачі прискорення 1, 2, 3, 4 були встановлені між собою симетрично по взаємно перпендикулярних осях. Після цього активують пристрій для самоліквідації ракети шляхом включення джерела живлення 7 і подачі напруги на обчислювальний блок 5. Завантажують по бездротовій технології обчислювальний блок 5 з пускової установки програмою заданої польотної траєкторії руху ракети з заданими похибками відхилення, яка прописується у вигляді таблиці даних траєкторії та часу польоту. Після старту ракети у обчислювальному блоці 5 відбувається перерахунок даних, отриманих з кожного з чотирьох одноосних давачів прискорення 1, 2, 3, 4, про прискорення ракети, по спеціальному алгоритму побудованому на виразі відсутності необхідності самоліквідації: Ji  Ji 2  15 20 25 Dd 2l  t 2 де: J - кутові прискорення; i - номер давача; d - діаметр ракети; l - довжина ракети; D - діаметр коридору траєкторії руху ракети; t - заданий проміжок часу руху ракети, та формується реальна поточна траєкторія руху в часі, яка весь час порівнюється з записаною польотною траєкторією руху, і у випадку відхилення ракети за межі похибки з заданою польотною траєкторію руху, обчислювальний блок 5 виробляє сигнал на самознищення, який надходить на вхід електродетонатора 6, що приводить до його спрацювання і відповідно самоліквідації ракети. Джерела інформації: 1. Патент РФ № 2135951, кл. F42C 9/00, 1999. 2. Патент WO № 00/03193, кл. F41G 7/34, 2000. 30 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 35 Автономний пристрій самоліквідації ракети, що містить обчислювальний блок, вихід якого з'єднаний з входом електродетонатора, з'єднане з обчислювальним блоком джерело живлення, який відрізняється тим, що введено чотири симетрично встановлених між собою по взаємно перпендикулярних осях одноосних давачі прискорення, виходи яких відповідно з'єднані з входами обчислювального блока. 2 UA 106555 C2 Комп’ютерна верстка І. Скворцова Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 3