способ установки в исходное состояние аппаратуры и аппаратура ракеты для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ установки в исходное состояние аппаратуры, осуществляемый импульсом, который формируют с момента включения источника питания, а цифровую часть аппаратуры запитывают стабилизированным напряжением, отличающийся тем, что уменьшают в К раз величину напряжения источника питания и сравнивают ее с величиной стабилизированного напряжения, при достижении равенства сравниваемых напряжений заканчивают формирование импульса, при этом

Е_{б min}·К>Е_ст,

где Е_{б min} - минимально возможная величина напряжения источника питания в установившемся режиме;

Е_ст - величина стабилизированного напряжения в установившемся режиме;

К - коэффициент, задающий равенство сравниваемых напряжений в момент выхода источника питания на рабочий режим.

2. Аппаратура ракеты, содержащая последовательно соединенные источник питания и стабилизатор напряжения, выход которого подключен ко входу питания цифровой части аппаратуры ракеты, отличающаяся тем, что в нее введены компаратор с гистерезисом и делитель напряжения, при этом выход стабилизатора напряжения подключен к первому входу компаратора с гистерезисом, второй вход которого соединен с выходом делителя напряжения, причем вход делителя напряжения подключен к источнику питания, а выход компаратора - ко входу установки в исходное состояние цифровой части аппаратуры ракеты.

3. Аппаратура ракеты по п.2, отличающаяся тем, что делитель напряжения выполнен в виде резисторного делителя напряжения, ко входу которого подключен диод, а выход резисторного делителя напряжения шунтирован конденсатором.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к оборонной технике и, в частности, к средствам борьбы с малоразмерными целями и может быть использовано в системах управления ракетами, формирующих на борту команды управления движением.

В настоящее время бортовая аппаратура ракеты [1] за исключением приемника выполняется на цифровых элементах, например на цифровых базовых матричных кристаллах, что резко уменьшает ее массо-габаритные характеристики. Однако цифровая аппаратура требует установку в исходное состояние счетчиков, регистров и т.д., т.е. всех узлов, выполненных на триггерных элементах.

В связи с изложенным до старта ракеты после вывода на рабочий режим бортового источника питания по разрывной проводной линии связи с пусковой установки на ракету подают начальные данные для бортовой аппаратуры, в том числе установка в исходное состояние [2].

Недостатком данной установки в исходное (начальное) состояние является наличие (до старта) электрической (проводной) связи бортовой аппаратуры с пунктом управления, определяющим момент подачи сигнала на нее, что ухудшает надежность функционирования как способа установки в исходное состояние аппаратуры, так и аппаратуры ракеты, ее peaлизующей.

Известны способ установки в исходное состояние аппаратуры (измерительной) и аппаратура для его осуществления [3], выбранные в качестве прототипа. Способ установки в исходное состояние аппаратуры осуществляют импульсом, формируемым с момента включения источника питания, а окончание импульса определяет постоянная времени дифференцирующей цепочки (формирующей этот импульс), при этом аппаратуру (цифровую) запитывают от стабилизированного источника питания.

Аппаратура, реализующая этот способ, содержит дифференцирующую RC (R12, С14) цепочку, подключенную через стабилизатор напряжения (выполнен на транзисторах VT1, VT2, VT3) к источнику питания (GB1). В момент включения источника питания возникает скачок напряжения, который дифференцируется, при этом формируется разовый импульс с малым передним и большим задним фронтами. Этот импульс по входу S микросхемы DD8.2 и через диод VD3 по входам R микросхем DD2-DD5 выставляет их в исходное состояние.

Недостатком известных способа и устройства для его осуществления является большая длительность заднего фронта импульса, определяемая постоянной времени RC цепочки (на заряд), а значит, и большая длительность самого импульса, например по уровню 0,7 от напряжения питания, что удлиняет момент времени, с которого начинает работать аппаратура.

Задачей настоящего изобретения (способа и устройства) является ускорение автономного процесса установки в исходное состояние аппаратуры ракеты за счет значительного уменьшения длительности заднего фронта импульса установки, а значит, и самого импульса, который на время установки блокирует работу аппаратуры, что особенно актуально для бортовой аппаратуры ракеты, т.к. значительно уменьшает предстартовое время.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе установки в исходное состояние аппаратуры, осуществляемом импульсом, который формируют с момента включения источника питания, а цифровую часть аппаратуры запитывают стабилизированным напряжением, уменьшают в К раз величину напряжения источника питания и сравнивают ее с величиной стабилизированного напряжения, при достижении равенства сравниваемых напряжений заканчивают формирование импульса, при этом

Е_{б min} K > Е_ст, (1)

где Е_{б min} - минимально возможная величина напряжения источника питания в установившемся режиме, Е_ст - величина стабилизированного напряжения в установившемся режиме, К - коэффициент, задающий равенство сравниваемых напряжений в момент выхода источника питания на рабочий режим.

Заявленный способ реализуется следующим образом. При включении источника питания, например поджиге термобатареи по мере ее разогрева начинает возрастать с нулевого уровня величина напряжения (E_б) на ней. Одновременно начинает расти величина напряжения на выходе стабилизатора напряжения, подключенного к термобатарее до величины, при которой стабилизатор начинает стабилизировать напряжение.

Стабилизированным напряжением (Е_ст) запитывают цифровую часть аппаратуры и одновременно подают Е_ст на первый вход устройства сравнения. На его второй вход подают через делитель напряжения с коэффициентом деления К напряжение Е_б.

Поскольку с момента включения термобатареи до момента начала стабилизации, напряжение на стабилизаторе Е"_ст мало отличается от Е_б (разница на величину падения напряжения на открытом регулирующем транзисторе в стабилизаторе напряжения), то Е"_ст во времени мало отстает от Е_б, в то время как на выходе делителя напряжения - много, т.е. в этом режиме работы

Е"_ст > KЕ_б, (2)

и на выходе устройства сравнения формируется, например, единичный логический уровень. В момент времени, когда напряжение на выходе делителя напряжения станет равным, а затем превысит уже стабилизированное напряжение, т.е.

Е_ст KЕ_б, (3)

на выходе устройства сравнения сформируется нулевой логический уровень.

Как следует из выражения 3, величина К выбирается исходя из минимально допустимого значения Е_б, при котором гарантировано нормальное функционирование аппаратуры, реализующей этот способ, при этом для исключения повторного формирования импульсов (в установившемся режиме) требуется выполнить условие, приведенное в выражении (1) в течение всего времени функционирования.

Бортовая аппаратура ракеты, основанная на этом способе, содержит последовательно соединенные источник питания и стабилизатор напряжения, выход которого подключен ко входу питания цифровой части аппаратуры, введены компаратор с гистерезисом и делитель напряжения, при этом выход стабилизатора напряжения подключен к первому входу компаратора с гистерезисом, второй вход которого соединен с выходом делителя напряжения, причем вход делителя напряжения подключен к источнику питания, а выход компаратора - ко входу установки в исходное состояние цифровой части бортовой аппаратуры. При этом делитель напряжения выполнен в виде резисторного делителя напряжения, ко входу которого подключен диод, а выход резисторного делителя напряжения шунтирован конденсатором.

На фиг.1 приведена структурная электрическая схема, где 1 - стабилизатор напряжения, 2 - делитель напряжения, 3 - компаратор с гистерезисом, 4 - цифровая часть бортовой аппаратуры ракеты, Е - источник питания, VD - диод, С - конденсатор, R1 и R2 - резисторы.

На фиг.2 приведены эпюры напряжений, где а - на выходе источника питания Б (сплошная линия), на выходе делителя напряжения 2 (штрихпунктир) и на выходе стабилизатора напряжения 1 (пунктир); б - на выходе компаратора 3; в - на выходе дифференцирующей цепочки (в прототипе), причем условно задний фронт изображен коротким.

Источник питания E и стабилизатор напряжения 1 последовательно соединены, при этом выход стабилизатора напряжения 1 подключен к первому входу компаратора с гистерезисом 3 и входу питания цифровой части аппаратуры ракеты 4, второй вход компаратора 3 соединен с выходом делителя напряжения 2. Вход делителя напряжения 2 подключен к источнику питания Б, а выход компаратора 3 ко входу установки в исходное состояние цифровой части аппаратуры ракеты 4. При этом делитель напряжения 2 выполнен в виде резисторного делителя напряжения на резисторах R1 и R2, ко входу которого подключен диод VD, а выход - шунтирован конденсатором С.

Стабилизатор напряжения 1 может быть выполнен на микросхеме 142ЕН5А. Коэффициент деления делителя напряжения 2 выбран, например, равным 0,6. Компаратор с гистерезисом 3 выполнен, например, на микросхеме 521 СА3, в цепь положительной обратной связи которой включены резисторы, формирующие гистерезис.

Источник питания Е, например, химическая батарея, термобатарея и т.д. с величиной напряжения, например, 12 В.

Устройство работает следующим образом. При включении источника питания Е (поджиге термобатареи Е и т.д.) он выходит на рабочий режим, приведенный на фиг. 2а (сплошная линия). Одновременно с ним появляется напряжение на выходе делителя напряжения 2 (на фиг.2а изображено штрихпунктиром) и выходе стабилизатора напряжения 1 (на фиг.2а изображено пунктиром), при этом заведомо выбирается коэффициент деления делителя 2 таким, чтобы в установившемся режиме величина напряжения на его выходе была больше величины напряжения на выходе стабилизатора напряжения 1 с учетом разброса (допуска) величины Е_б. Напряжение с выхода делителя напряжения 2 поступает, например, на инверсный вход компаратора 3, а с выхода стабилизатора напряжения 1 на второй (неинверсный) вход компаратора 3.

Таким образом, в первоначальный момент времени, когда величина напряжения на выходе стабилизатора 1 превышает величину напряжения на выходе делителя напряжения 2, на выходе компаратора 3 формируется импульс положительной полярности (единичный логический уровень), передний фронт которого повторяет кривую напряжения E_б выхода источника питания Е на рабочий режим (см. фиг.2б), т.к. компаратор запитывается от того же источника Е. В момент превышения величины напряжения с выхода делителя 2 величины напряжения со стабилизатора 1 компаратор 3 переворачивается и выставляет на выходе нулевой логический уровень, при этом сформированный компаратором 3 импульс имеет очень крутой задний фронт. Для исключения дребезга в момент срабатывания компаратора, из-за наличия на входных цепях наводок, компаратор выполнен с гистерезисом. Для исключения срабатывания компаратора от скачков напряжения батареи, вызванных, например, скачкообразным уменьшением величины нагрузки и, как следствие, "подзакоротками" источника Е, дополнительно последовательно с резисторным делителем напряжения включают диод VD. Это позволяет увеличить постоянную времени (на разряд) в цепи делителя напряжения 2, шунтированного конденсатором С.

Как следует из изложенного выше, формирование импульса заканчивается в момент времени, когда напряжение на выходе стабилизатора напряжения достигает величины Е_ст (фиг.2а), что достигается выбором соответствующего коэффициента деления делителя напряжения 2. Это обеспечивает гарантированную установку в исходное состояние цифровой части бортовой аппаратуры ракеты единичным логическим уровнем импульса с выхода компаратора. Для исключения превышения амплитуды импульса величины Е_ст ее можно, например, ограничить.

Непосредственно от самого источника питания Е может запитываться компаратор с гистерезисом 3, аналоговая часть аппаратуры, ее мощные выходные каскады, например ключевые и т.д.

На фиг.2в приведена форма импульса на выходе дифференцирующей RC цепи в известной измерительной аппаратуре, выбранной в качестве прототипа. Форма переднего фронта импульса повторяет кривую напряжения Е_ст. Задний фронт этого импульса, определяемый постоянной времени RC цепочки много больше переднего, поскольку постоянная времени цепочки, чтобы не затягивать передний фронт, должна быть много больше его длительности.

Следовательно, в заявленном устройстве на выходе компаратора формируется импульс, длительность которого определяет бортовой источник питания, т.е. при большом времени выхода его на рабочий режим формируется импульс с большей длительностью, при меньшей - с меньшей длительностью, при этом в любом случае амплитуда этого импульса достигает единичного логического уровня, что обеспечивает нормальное функционирование аппаратуры при формировании оптимально короткого импульса установки ее в исходное состояние.

Аппаратура ракеты для осуществления заявленного способа установки в исходное состояние может быть выполнена и иначе, например при использовании для сравнения напряжений операционного усилителя, транзистора и т.д.

Таким образом в способе установки в исходное состояние аппаратуры за счет уменьшения в К раз величины напряжения источника питания и сравнения ее с величиной стабилизированного напряжения при достижении равенства сравниваемых напряжений заканчивают формирование импульса, при этом Е_min К > Е_ст в установившемся режиме, уменьшено время, в течение которого блокируется работа аппаратуры, при этом оно автономно устанавливается минимально возможной величиной в соответствии с реальным временем выхода источника питания на рабочий режим.

Введение в аппаратуру ракеты компаратора с гистерезисом и делителя напряжения ускорило процесс установки в исходное состояние цифровой части аппаратуры за счет значительного уменьшения длительности заднего фронта импульса установки, а значит, уменьшило интервал времени, в течение которого блокируется работа аппаратуры при установке ее в исходное состояние, что значительно уменьшает предстартовое время.

Выполнение делителя напряжения в аппаратуре ракеты в виде резисторного делителя напряжения, конденсатора и диода повысило помехозащищенность при наличии помех в цепи питания, например от силового привода ракеты.

Источники информации

1. Основы радиоуправления./ Под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н. - М.: Советское радио, 1973, с. 246-249, рис.4.28.

2. В.П. Демидов, Н.Ш. Кутыев. Управление зенитными ракетами. - М.: Воениздат, 1989, с.9.

3. Юный техник, 1990, 3, ст. Индивидуальный дозиметр, с.72-78.