NO324034B1 - Missil med sikkert rakett-tenningssystem - Google Patents

Description

Denne oppfinnelsen vedrører rakett-tenningsanordninger. Særlig vedrører den foreliggende oppfinnelse systemer for å trigge tenningen av en rakettmotor som anvendes til å

utskyte rakettdrevne anordninger, slik som missiler. Nærmere bestemt vedrører oppfinnelsen et rakett-tenningssystem for bruk med et missil som har en rakettmotor og omfattende en første mekanisme for å detektere en optisk impuls og tilveiebringe et første signal som reaksjon på denne, og en andre mekanisme for å detektere en trykkbølge fra trykkpulsen som avgis fra drivmiddeltennsatsen og tilveiebringe et andre signal som reaksjon på denne.

Rakettfremdriftssystemer anvendes i et stort antall av krevende applikasjoner som strek-ker seg fra romfartøy (space shuttle) tokt til missilutskytningsapplikasjoner. Slike systemer krever sikre og pålitelige systemer for å styre tenningen av ledsagende rakettmotorer.

Sikre og effektive rakett-tenningssystemer er særlig viktige innenfor militær bruk som involverer utskyting av rakettdrevne anordninger, slik som missiler fra storkalibervåpen. Et storkalibervåpen innbefatter en fremdrifttennmekanisme for å aktivere rakettmotorer som innbefattes på missilene. Tenning av fremdriftstennsatsen skaper et tilhørende lysblink og akustisk trykkpuls.

Typiske rakettmotorsystemer innbefatter en slaganordning, slik som en støtbryter for å detektere trykkpulsen. Så snart trykkpulsen detekteres av slaganordningen, tenner rakettmotorens tenningssystem elektrisk missilets rakettmotorfremdriftsmiddel som bevirker missilutskyting.

Eksepelvis omhandler britisk patentsøknad GB-A-2135030 en anordning for å utskyte motangreps missiler som reaksjon på en atom- eller kjernefysisk eksplosjon. Styresyste-met omfatter detektorer som reagerer henholdsvis på et tidligvarslingssignal som leveres av en radar eller satellitt, lys generert av en atom- eller kjernefysisk eksplosjon, termisk stråling generert ved en slik eksplosjon, økende radioaktivitet, lydbølger, og seismisk aktivitet.

Tysk patentsøknad DE 4130646 Al omhandler en fremgangsmåte for å detonere eksplo-siver der eksplosivene har en eksplosiv ladning koblet i et hus. Ladningen omfatter en første ladningdel og en andre ladningsdel romlig atskilt fra hverandre. Den andre delen detoneres av lys frembragt av detoneringen av den første ladningen og der lyset føres over et luftgap til en fotodiode plassert i en strømsløyfe i den andre delens tenningssystem.

Imidlertid er slike tenningssystemer farlige i omgivelser med høy lyd, ettersom frem-mede trykkpulser kan medføre utilsiktet missilutskyting. Slike systemer er særlig farlige i slagmarkanvendelser der store trykkpulser fra nærliggende artilleriskyting er vanlig.

Derfor eksisterer det et behov innenfor teknikken for et sikkert rakett-tenningssystem som lett kan tilpasses eksisterende missiler og rakettdrevne anordninger. Der er videre et behov for et rakett-tenningssystem som kan pålitelig skille mellom tenningen av en tennsats og andre akustiske hendelser som opptrer i støyende omgivelser, slik som en slagmark.

Behovet innenfor teknikken løses ved rakett-tenningssystemet ifølge den foreliggende oppfinnelse, og som kjennetegnes ved en tredje mekanisme for å utskyte missilet når en tidsforsinkelse mellom det første signalet og det andre signalet er innenfor et forut-bestemt tidsområde som er tilsvarer et bestemt sted i tredimensjonalt rom som omgir missilet.

Ytterligere utførelsesformer av rakett-tenningssystemet fremgår av de underordnete pa-tentkrav 2 - 10, samt av den nå etterfølgende beskrivelse, i tilknytning også til de vedlagte tegningsfigurer.

I et temmelig generelt henseende innbefatter oppfinnelsen således en første krets for å detektere en optisk impuls og tilveiebringe et første signal som reaksjon på denne, en andre krets som er innrettet til å detektere en trykkbølge og tilveiebringe et andre signal som reaksjon på dette, og en tredje krets som så utskyter missilet som reaksjon på nevnte første og andre signaler.

I den illustrerende utførelsesform er det oppfinneriske system tilpasset for bruk med et missil som har en rakettmotor og innbefatter en tennsats for å generering av et utskytingssignal som har en første og andre komponent for henholdsvis første og andre sig-naltyper. En første detektor detekterer et signal av typen for den første komponenten og en andre detektor detekterer et signal av typen for den andre komponenten. En prosessor beregner forskjellen mellom tiden som medgår mellom mottagelse av den andre komponenten ved hjelp av den andre detektoren og mottagelsen av den første komponenten ved hjelp av den første detektoren i forhold til et forutbestemt gyldig tidsforskjellsområde og tilveiebringer et tenningssignal dersom forskjellen er innenfor det forutbestemte, gyldige tidsforskjellsområdet. En pyroteknisk rakettmotortenner aktiverer rakettmotoren ved mottagelse av tenningssignalet fra prosessoren.

I en særlig utførelsesform er den første detektoren en optisk detektor som er plassert nær missilets rakettmotor og den første komponenten er et optisk signal. Den andre detektoren er en forut eksisterende, pitottrykkbasert detektor som er plassert nær missilets nese og den andre komponenten er et trykksignal.

I den illustrerende utførelsesform er prosessoren en foruteksisterende missilledingsstyreprosessor som er programmert til å sammenligne den medgåtte tid med det forutbestemte, gyldige tidsforskjellsområdet. Prosessoren innbefatter en tidskrets for å måle den medgåtte tid. Den forutbestemte, gyldige tidsforskjell beregnes basert på forskjellen i posisjon mellom den første detektoren og den andre detektoren, og forskjellen i hastigheter for den første komponenten og den andre komponenten.

Sikkerheten ved den foreliggende oppfinnelse blir ytterligere forbedret via bruken av en sikkerhetsbryter som blokkerer tenningssignalet når missilet ikke er klart for bruk.

Oppfinnelsen skal nå nærmere forklares under henvisning til henvisning til de vedlagte tegningsfigurer. Fig. 1 er et skjema over et missil som viser nøkkelfunksjonsblokker i et konvensjonelt rakettmotortenningssystem. Fig. 2 er et skjema over et missil som innbefatter rakettmotortenningssystemet ifølge den foreliggende oppfinnelse.

Fig. 3 er et skjema over et storkalibervåpen ladet med missilet i fig. 2.

Selv om den foreliggende oppfinnelse er beskrevet her med henvisning til illustrerende utførelsesformer for særlig anvendelser, bør det forstås at oppfinnelsen ikke er begrenset til dette. De med vanlige fagkunnskap og tilgang til den lære som er gitt her vil forstå at det er mulig med ytterligere modifikasjoner, anvendelser og utførelsesformer innenfor omfanget derav og ytterligere områder i hvilke den foreliggende oppfinnelse ville ha ve-sentlig anvendelse.

Det følgende tilbakeblikk på et vanlig rakett-tenningssystem er tilsiktet for å tilveiebringe en forståelse av den foreliggende oppfinnelse.

Fig. 1 er et skjema over et missil 10 som viser nøkkelfunksjonsblokker i et konvensjonelt rakettmotortenningssystem 12. Systemet 12 innbefatter en støtdetektor 14 som detekterer en trykkpuls fra drivmiddeltennsatsen i et våpen som anvendes for å utskyte missilet 10. Når støtdetektoren 14 detekterer en trykkpuls, slik som en høyenergi lyd-bølge, sender detektoren 14 trykkpulsdeteksjonsinformasjon 16 til en tenningsstøttekrets 18 som drives av en kraftkilde 20. Tenningsstøttekretsen 18 sammenligner størrelsen av trykkpulsen slik denne gis med trykkpulsdeteksjons-informasjonen i forhold til en forutbestemt terskel. Dersom den detekterte trykkpuls er større enn den forutbestemte terskel, blir en pyroteknisk rakettmotortenner 22, som også drives av kraftkilden 20, aktivert ved hjelp av tenningsstøttekretsen 18. Den pyrotekniske rakettmotorens tenner 22 avfyrer så en rakettmotor 24 som initierer utskytingen av missilet 10.

Støtdetektoren 14 og den ledsagende tenningsstøttekrets 18 kan utilsiktet trigge tenning av raketten 24 ved hjelp av den pyrotekniske rakettmotortenneren 22. Dette kan skje når støtdetektoren 14 detekterer en stor trykkpuls eller fysisk støt som skyldes barske slag-markomgivelser.

Andre mer farlige missiltenningssystemkonstmksjoner utelater tenningskretsen 18 og sender trykkpulsdeteksjonsinformasjonen 16 direkte til den pyrotekniske rakettmotortenneren 22.

Fig. 2 er et skjema over et forbedret missil 30 som innbefatter et raketttenningssystem 32 som er konstruert i henhold til læren ifølge den foreliggende oppfinnelse. Rakett-tenningssystemet 32 innbefatter en optisk detektor 34 som er montert nær det bakre av missilet 30 nær rakettmotoren 24. Tenningssystemet 32 anvender en pitottrykkdetektor 36 og en ledingsstyreprosessor 38, der begge 36, 38 av disse er foruteksisterende på missilet 30. Pitottrykkdetektoren 36 er et standard missilinstrument som anvendes for å måle missilhastighet ved å avføle utvendig trykk. Når missilet 30 ikke er i flukt og er ladet i et våpen som har en fremdriftsmiddeltennsats (som omtalt nærmere nedenfor), anvendes pitottrykkdetektoren 36 som en trykkpulsdetektor 36.

En programmerbar tenningsstøttekrets 40 mottar en lyssignalinnmating 42 fra den optiske detektoren 34 og mottar en trykksignalinnmating 44 fra ledingsprosessoren 38. Trykksignalinnmatingen 44 innbefatter informasjon som svarer til trykkpulser som mot-tas av pitottrykkdetektoren 36 som er blitt ført gjennom ledingsprosessoren 38. Støtte-kretsen 40 er programmert til å innbefatte informasjon om lengden av missilet 30, avstanden mellom trykkdetektoren 36 og den optiske detektoren 34, avstanden mellom trykkdetektoren 36 og drivmiddeltennsatsen, og avstanden mellom den optiske detektoren 34 og drivmiddeltennsatsen.

Tenning av drivmiddeltennsatsen skaper et optisk lysblink som umiddelbart detekteres av den optiske detektoren 34. Den optiske detektoren 34 er plassert fordypet i missilet 30 for å begrense den optiske detektorens 34 synsfelt til et lite område i retningen av drivmiddeltennsatsen. Optiske lysblink utenfor det lille området blir ikke detektert av den optiske detektoren 34 (som omtalt nærmere nedenfor).

En trykkpuls tilhørende tenningen av drivmiddeltennsatsen ankommer til trykkdetektoren 36 etter en tidsforsinkelse. Tidsforsinkelsen måles av en tidskrets 46 som inngår i

støttekretsen 40. Tidsforsinkelsen er omtrentlig den tid som kreves for en trykkpuls som vandrer med lydhastigheten til å vandre distansen fra drivmiddel-tennsatsen til trykkdetektoren 36 i de fleste anvendelser. Denne nødvendige vandretid anvendes til å etablere et tidsområde i hvilket mottagelsen av en trykkpuls som følger mottagelsen av det optiske signalet 42 ved hjelp av støttekretsen 40 ansees å representere et gyldig utskytingssignal. Dette tidsområdet bestemmes for et gitt missil og gitt utskytingsoppsett og lagres i støttekretsen 40. For en gitt kombinasjon av en optisk hendelse og en etterfølgende trykkpuls, kontrollerer støttekretsen 40 for å se at tidsforsinkelsen er innenfor det aksep-table tidsområdet og dersom den er dette, starter støttekretsen 40 den pyrotekniske rakettmotortenneren 22 som tenner rakettmotoren 24 for deretter å utskyte missilet 30.

Når missilet 30 ikke er klart til å bli utskutt, blir en manuell armeringsbryter 48 etterlatt åpen for å sikre missilets sikkerhet. Når den manuelle armeringsbryteren 48 er frakoblet, kan støttekretsen 40 ikke lenger aktivere den pyrotekniske rakettmotortenneren 22 som kreves for å starte rakettmotoren 24. Fagfolk vil forstå at missiler utstyrt med programmerbare ledingsstyringsprosessorer, kan funksjonalitet som tilveiebringes av den programmerbare tenningsstøttekretsen 40 programmeres inn i slike prosessorer for å unngå behovet for støttekretsen 40. Dessuten kan den programmerbare tennings-støttekretsen 40 utstyres med kode eller logikk som utfører de nødvendige tidsområde-beregninger automatisk fra informasjon som er innsamlet fra ledingsprosessoren 38.

Fig. 3 er et skjema over missilet 32 i fig. 2 klar til å bli utskutt av et storkalibervåpen 50. Våpenet 50 innbefatter et våpenrør 52 og en drivmiddeltennsats 54 som når den avfyres skaper en trykkpuls 56, et varmeblaff 58 og et optisk signal 60. Trykkdetektoren 36 detekterer trykkpulsen 56 og den optiske detektoren 34 detekterer det optiske signalet 60. Tidsforsinkelsen mellom den optiske signaldeteksjon og trykkpulsdeteksjonen anvendes av tenningssystemet 32 til å filtrere ut falske tenningssignaler som genereres av nærliggende eksplosjoner.

I applikasjoner der beregningen av tidsforsinkelse må være uhyre nøyaktig, blir den tid som kreves for lyset 60 å vandre fra drivmiddeltennsatsen 54 til den optiske detektoren 34 faktorberegnet inn til beregningen av tidsforsinkelsen. Dersom eksempelvis missilets 30 optiske detektor 34 er 90 cm fra pitottrykkdetektoren 36 og den optiske detektor 34 er 80 cm fra drivmiddeltennsatsen 54, vil det ta lys, som vandrer med ca. 3 x 10<10> cm pr. sekund, 2,7"<9> sekunder å ankomme til den optiske detektoren 34. En trykkpuls 56 fra tennsatsen 54 ankommer på trykkdetektoren 36 i løpet av ca. 4,9' sekunder. Tidsforsinkelsen er (4,9"<3> - 2,7"<9> « 4,9"<3>) sekunder. Målte tidsforsinkelser som avviker fra denne tidsforsinkelse (4,9~<3> sekunder) med en forutbestemt terskel utelukkes som mulig ut-skytingssignaler.

Desto lenger vekk kilden for det optiske lysblink og tilhørende trykkpuls er fra missilet 30, desto større er forsinkelsen mellom tidspunktene for ankomst av det optiske 60 signalet og trykkpulsen 36 til deres tilhørende detektor 34, 36. På lignende måte, desto nærmere kilden for de optiske/trykkmessige signaler er missilet 30, desto kortere er forsinkelsen mellom ankomsttidene for trykket 56 og de optiske signaler 60. Elektriske for-plantningsforsinkelser innenfor rakett-tenningssystemet 32 kan også måles og faktorise-res i beregningene som utføres av tenningskretsen 40.

Synsfeltet for den optiske detektoren 34 er begrenset til et lite område 62 i retningen av drivmiddeltennsatsen 54. Blaff som opptrer utenfor dette lille området 62, som er ca. 20 grader i den foreliggende bestemte utførelsesform, blir ikke lett detektert av den optiske detektoren 34. Den optiske detektoren 34 ligger noe fordypet i missilet 30 for å begrense synsfeltet 62 mot det bakre av missilet 30 der drivmiddeltennsatsen 54 befinner seg. Synsfeltet 62 er orientert slik at tennsatsen 54 er omtrentlig sentrert i synsfeltet 62.

Derfor tilveiebringer den foreliggende oppfinnelse et høyt sikkerhetsnivå ettersom kun optiske/trykksignaler som genereres ved et sted i et tredimensjonalt rom som omgir missilet 30 vil ha karakteristikkene som rakett-tenningssystemet 30 er utformet for å reagere på. Det stedet i rom svarer til posisjonen for drivmiddeltennsatsen 54. Selv om en eksplosjon eller artilleriavfyring i nærheten vil bevirke et blaff og en stor trykkpuls, vandrer lys langt hurtigere enn lyd og trykkpulsen ville ankomme altfor sent etter blaffet til å ha hatt opprinnelse fra tennsatsen 54.

Rakett-tenningssystemet 32 ifølge den foreliggende oppfinnelse oppnår et høyt ytelses-nivå mens det kreves få ytterligere komponenter. Dette oppnås ved å anvende missilets 30 pitottrykkdetektor 36 i dens eksisterende monteringsposisjon og missilets 40 foruteksisterende fluktstyringsrnikroprosessor 38.

Claims (10)

1. Rakett-tenningssystem (32) for bruk med et missil (30) som har en rakettmotor (24), omfattende: en første mekanisme (34) for å detektere en optisk impuls og tilveiebringe et første signal (42) som reaksjon på denne, og en andre mekanisme (36, 38) for å detektere en trykkbølge fra trykkpulsen som avgis fra drivmiddeltennsatsen (54) og tilveiebringe et andre signal (44) som reaksjon på denne,karakterisert ved å omfatte: en tredje mekanisme (40) for å utskyte missilet (30) når en tidsforsinkelse mellom det første signalet (42) og det andre signalet (44) er innenfor et forutbestemt tidsområde som overstemmende med et bestemt sted i tredimensjonalt rom som omgir missilet.

2. Rakett-tenningssystem (32) som angitt i krav 1, karakterisert v e d at den tredje mekanismen (40) innbefatter innretning (46) for å bestemme en tidsforskjell mellom mottagelse av det første signalet (42) og mottagelse av det andre signalet (44).

3. Rakett-tenningssystem (32) som angitt i krav 2, karakterisert v e d at den tredje mekanismen (40) innbefatter utskytingsinnretning (22,38) for å utskyte missilet (30) dersom tidsforskjellen er innenfor et forutbestemt område.

4. Rakett-tenningssystem (32) som angitt i krav 1,2 eller 3, karakterisert ved at utskytingsinnretningen (22,38) innbefatter en missilledingsprosessor (38) og en rakettmotortenner (22).

5. Rakett-tenningssystem (32) som angitt i et hvilket som helst av kravene 1-4, karakterisert ved at det første signalet (42) er tilveiebrakt ved hjelp av en tennsatsladning (54).

6. Rakett-tenningsssystem (32) som angitt i krav 5, karakterisert ved at den første mekanismen (34) innbefatter en optisk detektor som har et synsfelt (62) som er begrenset til et lite område som omfatter tennsatsladningen (54), slik at optiske signaler som ikke stammer fra retningen for tennsatsladningen (54) ikke lett detekteres.

7. Rakett-tenningssystem (32) som angitt i krav 5 eller krav 6, karakterisert ved at det andre signalet (44) tilveiebringes av tennsatsladningen (54).

8. Rakett-tenningssystem (32) som angitt i et hvilket som helst av kravene 1-7, karakterisert ved at den andre mekanismen (36,38) innbefatter en pitottrykkdetektor (36).

9. Rakett-tenningssystem (32) som angitt i et hvilket som helst av kravene 1-8, karakterisert ved at den første mekanismen (34) og den andre mekamismen (36) er plassert på missilet (30).

10. Rakett-tenningssystem (32) som angit i et hvilket som helst av kravene 1-8, karakterisert ved at den første mekanismen (34) er plassert nær missilets (30) rakettmotor, og at den andre mekamismen (36) er plassert nær missilets (30) nese.