Зенитная управляемая ракета 9М96Е2 Российский патент 2023 года по МПК F42B15/00 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области военной техники, а именно, к управляемым снарядам и ракетам и может быть использовано при разработке управляемых снарядов и ракет.

Уровень техники

Известны зенитные управляемые ракеты (ЗУР) класса «поверхность - воздух», например, отечественные ракеты: 1Д...22Д, В-800, В-850, В-1000, 5Я23, 5Я26, 5Я27, 5В21, 5В24, 5В27, 5В28, 5В29, 5В55, 48Н6, 9МЗЗ, 9М330, 9М331, 4К60, 4К90, 4К91, 5В61, 51Т6, 53Т6, 55Т6 и зарубежные: RIM-7, RIM-66C, М, RIM-67C, RIM-116A, RIM-156A, RIM-162, RIM-300, «Aster-15, 30», «Си Дарт» Мк2, HQ-65, «Масурка», «Си Вулф» VL, «Си Страйк», «MIKA-VL». Эти ракеты с разной степенью раскрытия описаны в: «История авиационного вооружения», Минск, 1999, «Ракеты «Факела», М., МКБ «Факел» им. академика П.Д. Грушина, 2003 г., Аналитический обзор военно-научной информации 3(152), НИИ кораблестроения и вооружения ВМФ ВУНЦ ВМФ «ВМА им. Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова», Санкт-Петербург, 2013, «Ракеты «земля-воздух», Оружие России, 2010, (http://militarvmssia.ru), http://pvo.guns.ru, http://pvo.gmis.ru, «Проектирование ЗУР» - М.: МАИ, 1999, «Крылья Родины», № 8, 1993, «Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра...» №5-6, 1999 и др.

Главной особенностью всех существующих зенитных управляемых ракет - аналогов является невозможность их оперативной модернизации с целью повышения их боевых возможностей на фоне значительного срока службы - до нескольких десятков лет.

В качестве близкого аналога изобретения может быть рассмотрена ракета 9М96Е, рекламный паспорт ракеты №334/14/ЭП, опубликован 11.04.2014.

Указанная ЗУР поставляются заказчику в окончательно собранном и снаряженном виде в одиночных герметичных транспортно-пусковых контейнерах (ТПК). В процессе эксплуатации (при хранении и боевом дежурстве) ракеты не требуют обслуживания, проведения регламентных проверок и регулировок.

ЗУР в ТГЖ допускает хранение в течение всего срока службы в неотапливаемых и отапливаемых складских помещениях, а также на открытых площадках и на пусковых установках (ПУ) при воздействии осадков, тумана, инея, росы, обледенения, промышленной атмосферы с высокой запыленностью, повышенной и пониженной температуры окружающего воздуха, солнечной радиации, высокой влажности и ветра любого направления.

Однако, отсутствие необходимости обслуживания, проведения регламентных проверок и регулировок в процессе эксплуатации в войсках, войскового хранения в течение всего срока службы в неотапливаемых складских помещениях, а также на открытых площадках и на пусковых установках (ПУ) под воздействием неблагоприятных условиях окружающей среды, привело к сокращению, а затем ликвидации в войсках средств и подразделений, обслуживающих ракеты в войсках.

Вследствие этого, проведение модернизации изделий требует их изъятия из войск, доставки на специализированные предприятия, на которых ракеты должны выкатываться из ТПК, осуществляться их разборка на комплектующие узлы и блоки, проводиться модернизация блоков с последующей сборкой ракет по заводской технологии с их продувкой сухим воздухом и герметизацией, закатку в ТП с последующей продувкой и герметизацией в ТПК.

Стоимость перечисленных работ составляет более 2/3 стоимости новой ракеты, что определяет нецелесообразность проведения работ по модернизации ракет, ранее поставленных в войска.

И прототип и предлагаемая в качестве изобретения зенитная управляемая ракета имеют ряд общих признаков, наиболее существенными из которых являются корпус, размещенные в нем двигатель, аппаратуру системы наведения и управления (ИСУ), бортовой приёмоответчик (БПО), рулевые механизмы, головку самонаведения (ГСН), неконтактное взрывательное устройство (ЕГОУ), предохранительно исполнительный механизм (ПИМ), боевое снаряжение и источник энергопитания. Причем конструкция ИСУ, БПО, ГСН, НВУ и ПИМ как радиоэлектронных устройств каждый из который представляет собой систему разнородных датчиков, объединенных цифровой вычислительной машиной (ЦВМ), обрабатывающей информацию от датчиков и управляющей работой этих датчиков. Система управления ракеты в целом представляет собой единую вычислительную среду ракеты, множество ЦВМ которой объединено линией передачи (обмена) информации (ЛПИ).

Поэтому в большинстве случаев модернизация ракеты подразумевает прошивку в ЦВМ комплектующих узлов и блоков нового программного обеспечения, лучше отвечающего современным требованиям.

Целью предлагаемого изобретения является обеспечение прошивки в ЦВМ комплектующих узлов и блоков нового программного обеспечения без выкатки ракеты из ТПК и ее разборки на комплектующие узлы и блоки.

Таким образом, техническая проблема заявленного изобретения заключается в упрощении процесса модернизации ракеты без ее выкатки из ТПК и разборки на комплектующие узлы и блоки, с достижением технического результата, заключающегося в сокращении времени модернизации зенитной управляемой ракеты.

Раскрытие сущности изобретения

Указанный технический результат достигается в зенитной управляемой ракете, содержащей корпус, размещенные в нем двигатель, аппаратуру системы наведения и управления, бортовой приёмоответчик, рулевые механизмы, головку самонаведения, неконтактное взрывательное устройство, предохранительно-исполнительный механизм, боевое снаряжение и источник энергопитания, соединенные между собой электрожгутами, выполнена с возможностью размещения в герметичном транспортно-пусковом контейнере (ТПК), внешним разъемом, соединенным с отрывным разъемом ракеты для обеспечения обмена стартовой информацией между наземной аппаратурой стартовой автоматики и вычислительной средой ракеты, объединяющей цифровые вычислительные машины (ЦВМ) комплектующих узлов и блоков ракеты, при этом в состав бортового оборудования ракеты дополнительно введена плата обмена программной информацией, выводы микросхем энергонезависимой памяти ЦВМ комплектующих узлов и блоков ракеты, предназначенных для перезаписи информации программного обеспечения ЦВМ соответствующего узла или блока, а в состав электрожгутов ракеты введены дополнительные линии обмена информацией, одна из которых соединяет внешние разъёмы узлов и блоков ракеты, на которые замкнуты выводы микросхем энергонезависимой памяти ЦВМ, с платой обмена программной информацией, а другая линия соединяет плату обмена программной информацией с отрывным разъемом ракеты и через него с внешним разъемом ТПК.

Сущность предлагаемого технического решения заключена в том, что вновь вводимые в состав ракеты узлы, объединяемые необходимыми связями, обеспечивают доступ от внешнего разъема ТПК ракеты к выводам микросхем памяти узлов и блоков ракеты (ИСУ, БПО, ГСН, ЕВУ и ПИМ) для перезаписи информации программного обеспечения ЦВМ каждого комплектующего узла и блока.

Осуществление изобретения поясняется на фиг. 1.

1 - состав комплектующих узлов и блоков ракеты;

2 - головка самонаведения. (ГСН) ракеты;

3 - инерциальная система управления (ИСУ) ракеты;

4 - бортовой приемоответчик (БПО) ракеты;

5 - неконтактное взрывательное устройство (НВУ);

6 - предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ);

7 - ЦВМ комплектующих узлов и блоков ракеты;

8 - отрывной разъем ракеты;

9 - транспортно-пусковой контейнер (ТГЖ);

10 - внешний разъем ТПК ракеты;

11 - линия передачи информации (ЛПИ1) внутри ракеты, объединяющая ЦВМ комплектующих узлов и блоков ракеты в единую вычислительную среду;

12 - плата обмена программной информацией;

13 - линия передачи программной информации (ЛПИ2) внутри ракеты, объединяющая выводы микросхем энергонезависимой памяти ЦВМ комплектующих узлов и блоков ракеты со платой обмена программной информацией;

14 - линия передачи программной информации (ЛПИЗ), соединяющая плату обмена программной информацией с отрывным разъемом ракеты и, через него, с внешним разъемом ТПК ракеты.

Осуществление изобретения обеспечивается за счет:

- ввода выводов микросхем энергонезависимой памяти, предназначенных для перезаписи информации программного обеспечения комплектующих узлов и блоков ракеты на внешний разъем этого узла или блока;

- ввода в состав бортового оборудования ракеты платы обмена программной информацией;

- объединением вводов-выводов платы обмена программной информацией линией обмена информацией (ЛПИ2) с внешними разъемами узлов и блоков ракеты, на которые замкнуты выводы микросхем энергонезависимой памяти, и через дополнительную линию обмена информацией (ЛПИЗ) с внешним отрывным разъемом ракеты, который в свою очередь соединен с внешним разъемом ТПК ракеты.

Таким образом, подключаясь через внешний разъем ТПК, возможно осуществление необходимых при модернизации ракеты управляющих воздействий на ЦВМ комплектующих узлов и блоков ракеты (ИСУ, БПО, ГСН, ЕВУ и ПИМ) непосредственно в войсках без выкатки ракеты их ТПК и ее разборки.

Ракета содержит корпус, размещенные в нем двигатель, аппаратуру системы наведения и управления, бортовой приёмоответчик (4), рулевые механизмы, головку самонаведения (2), неконтактное взрывательное устройство (5), предохранительно-исполнительный механизм (6), боевое снаряжение и источник энергопитания, соединенные между собой электрожгутами, выполнена с возможностью размещения в герметичном транспортно-пусковом контейнере (ТПК), с внешним разъемом (10), соединенным с отрывным разъемом (8) ракеты для обеспечения обмена стартовой информацией между наземной аппаратурой стартовой автоматики и вычислительной средой ракеты, объединяющей цифровые вычислительные машины (ЦВМ) комплектующих узлов и блоков ракеты. В состав бортового оборудования ракеты дополнительно введены плата (12) обмена программной информацией. Выводы микросхем энергонезависимой памяти ЦВМ комплектующих узлов и блоков ракеты, предназначенных для перезаписи информации программного обеспечения ЦВМ выводятся на внешний разъем (10) соответствующего узла или блока. В состав электрожгутов ракеты введены дополнительные линии (11), (13) и (14) обмена информацией, одна из которых (13) соединяет внешние разъёмы (10) узлов и блоков ракеты, на которые замкнуты выводы микросхем энергонезависимой памяти ЦВМ с платой (12) обмена программной информацией, а другая линия (14) соединяет плату (12) обмена программной информацией с отрывным разъемом (8) ракеты и через него с внешним разъемом ТПК (10). Обеспечивается возможность прошивки в ЦВМ комплектующих узлов и блоков нового программного обеспечения без выкатки ракеты из ТПК и ее разборки на комплектующие узлы и блоки. 1 ил.

Ракета, содержащая корпус, размещенные в нем двигатель, аппаратуру системы наведения и управления, бортовой приёмоответчик, рулевые механизмы, головку самонаведения, неконтактное взрывательное устройство, предохранительно-исполнительный механизм, боевое снаряжение и источник энергопитания, соединенные между собой электрожгутами, выполненная с возможностью размещения в герметичном транспортно-пусковом контейнере (ТПК) с внешним разъемом, соединенным с отрывным разъемом ракеты для обеспечения обмена стартовой информацией между наземной аппаратурой стартовой автоматики и вычислительной средой ракеты, объединяющей цифровые вычислительные машины (ЦВМ) комплектующих узлов и блоков ракеты, отличающаяся тем, что в состав бортового оборудования ракеты дополнительно введены плата обмена программной информацией, выводы микросхем энергонезависимой памяти ЦВМ комплектующих узлов и блоков ракеты, предназначенных для перезаписи информации программного обеспечения ЦВМ, выводятся на внешний разъем соответствующего узла или блока, а в состав электрожгутов ракеты введены дополнительные линии обмена информацией, одна из которых соединяет внешние разъёмы узлов и блоков ракеты, на которые замкнуты выводы микросхем энергонезависимой памяти ЦВМ, с платой обмена программной информацией, а другая линия соединяет плату обмена программной информацией с отрывным разъемом ракеты и через него с внешним разъемом ТПК.