FR2769083A1 - Procede de guidage d'un missile et missile pour la mise en oeuvre du procede - Google Patents
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- F42B10/663—Steering by varying intensity or direction of thrust using a plurality of transversally acting auxiliary nozzles, which are opened or closed by valves
Abstract
Procédé pour guider depuis le haut vers une cible, par exemple vers un hélicoptère, un missile de forme allongée comportant un propulseur de lancement, un moteur-fusée de croisière, une source d'énergie, une électronique de guidage, une charge active et une tête chercheuse, procédé dans lequel le missile est freiné par un parachute après avoir effectué un vol balistique avant d'atteindre la zone de la cible et est placé dans une position essentiellement perpendiculaire à la surface du sol au-dessus de la zone de la cible, de telle sorte que la tête chercheuse du missile suspendu au parachute soit dirigée vers le bas, après quoi le parachute est détaché après le verrouillage de la tête chercheuse sur la cible et le missile est guidé vers la cible par le moteur-fusée de croisière, caractérisé en ce qu'immédiatement avant le déploiement du parachute de freinage, a l'instant de ce déploiement ou immédiatement après, un propulseur transversal, disposé au centre de gravité du missile, est mis en marche de telle sorte qu'il soit tout d'abord créé, pour l'accélération du basculement du missile à la verticale, une force quis'additionne vectoriellement à la force d'attraction terrestre, et ensuite, pendant la phase de recherche qui fait suite au basculement, une force qui agit contre les mouvements de roulis, de tangage et de lacet du missile et stabilise ainsi celui-ci.
Description
s-q;u-ToA sejipdooT1q,p asmz no asqo-uz ua sgpuTTq ep aldmaxa ad 'seITqom
salqTF @p uoTIona;sep 1 ',I - sapuTIq Sp eduraxe -xgd 'ssxT; selqTo ap uo;:onj4sep S wI anod enb kusuueTAuoo au saTTssTm no sSiToaofold seo sT -los al ans eAnoJ% as Tnb alqTo QI -ns 'sonqovuJd un Iad aeuToeJ assasTA sun W 'sgq el s.eA sJo1Q 4usqmo4 slanbsaL 'sj:;T4 sd.oo sJnaTsnld no un alqo vl ap snssep-nu qua;oea Tnb; uemseoul ap anaslndoid un OZ %us.%zodmoo alTssTm un a %uereouml ap eqn% un,p _xTiwd V su% eaq.Q luaAnsd mnb saeI;oeroid sep '61ig gO eú Sa 4a IV gZg g9 ge Sa sade,p aldmexa avd '%p.muuoo uo ap aesn;-anaom el e id aTqTo sIes epTn2 %se alTssTim i al a a q1o 1I ans esneaqo-so aa m ep eiBIIInolA aI sQldQ,qov%p %sa e4nqovavd aI Ionb siaçde seq al sae a92TJiTp.os e4nqo.rigd nm npuadsns alIssui np asnaqozaqo a-4si4 m1 enb a%.os llaI. ap 'salqTo l ap auoz vl ap snssep-nn los np ao;jans vI v eaivlnoTpuadied 01 4uemalIaT4uassassuoI.Tsod aun suwp,oITd 4sa ea slq$o vl ap auoz v aipuse%%,p $uw anbT;4sTlq IoA un qn$.os$;;a.ioAw si>adv e4nqovawd un.sd uTaa; 4se alissTmu al înbael suvp epgoold 'esneqosaqo aS%4 sun $s sAT4o0 aSiqo aun 'e2spTnS op SnbTuoa;DoaI eun 'eT2aSu@,p S soinos eun 'e.JTs$ioo ap eSsnj-_na4om un '$uemaousT ap nesIndoid un:uvwzodmoo suoIIo J.o; ap alssspm un 'sa%4doomIq un sjeA eîdmaxs ad 'alqqo sun sjeA $nvq sl sTndep JspTng inod apç9ood un aujeouo uouueAum,l 9069zUI
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n'est pas possible par ce moyen. C'est pourquoi il a déjà été proposé de développer des missiles qui, à
l'extrémité de leur courbe de vol balistique, c'est-à-
dire avant la zone de la cible, sont placés à la verticale de sorte que leur pointe, équipée d'une tête chercheuse, soit orientée vers le bas en direction du sol. Un parachute, déployé au moment du changement d'orientation du missile, freine la chute libre, de sorte que la tête chercheuse ait le temps d'accrocher et de se verrouiller sur la cible. Dès que la tête chercheuse a détecté la cible, le parachute est détaché et un moteur-fusée de croisière logé dans le missile est allumé, de sorte que le missile, guidé par la tête chercheuse et entraîné par le moteur-fusée, prend en charge la poursuite de la cible en mouvement. Toutefois, on a rencontré des difficultés au développement d'un tel missile, du fait en particulier que le missile a besoin d'un laps de temps relativement long pour son changement d'orientation, basé sur l'effet de la pesanteur, entre la courbe de vol balistique et la position verticale, et du fait que le missile effectue des mouvements de roulis, ainsi que des mouvements de tangage et de lacet dus au changement d'orientation, mouvements qui ont un effet perturbateur sur le processus de verrouillage de
la tête chercheuse.
Le but de la présente invention est donc de mettre à disposition un procédé au moyen duquel il soit possible, en un temps très bref, de changer l'orientation d'un missile du genre défini en dernier lieu, entre sa courbe de vol balistique et la verticale, et de stabiliser le missile en ce qui concerne les mouvements de roulis, de tangage et de lacet. L'invention a en outre pour but de mettre à disposition un missile réalisé dans ce sens. Ce but est atteint par un procédé caractérisé en ce qu'immédiatement avant le déploiement du parachute de freinage, à l'instant de ce déploiement ou immédiatement apres, un propulseur transversal, disposé au centre de gravité du missile, est mis en marche de telle sorte qu'il soit tout d'abord créé, pour l'accélération du basculement du missile à la verticale, une force qui s'additionne vectoriellement à la force d'attraction terrestre, et ensuite, pendant la phase de recherche qui fait suite au basculement, une force qui agit contre les mouvements de roulis, de tangage et de lacet du missile et stabilise ainsi celui-ci, ainsi que par un missile pour l'exécution de ce procédé, comprenant un propulseur de lancement à son extrémité arrière, un parachute de freinage replié, un moteur-fusée de croisière, une charge active, un propulseur transversal au centre de gravité du missile, comportant des tuyères de propulsion radiales et tangentielles, une électronique de guidage avec un micro-ordinateur et des capteurs de position, et
une tête chercheuse.
Ainsi, d'après l'invention, au moment o le missile est arrivé avant la zone de la cible, un parachute se déploie, ce qui fait que la vitesse d'avance du missile est fortement freinée. En même temps, un propulseur transversal exerce sur le missile une force qui s'additionne vectoriellement à la force d'attraction terrestre. Ces deux mesures conduisent à ce que le 23 changement d'orientation du missile entre la courbe de vol balistique et la verticale se produit très rapidement. Le propulseur transversal, qui est en mesure d'exercer aussi bien des forces radiales que tangentielles sur le missile, supprime alors les mouvements de roulis, de tangage et de lacet du missile, ce qui fait que la tête chercheuse de celui-ci peut rechercher la cible et se verrouiller sur elle sans perturbations. On connaît, d'après DE-PS 34 27 227, le déplacement latéral d'un projectile par des générateurs d'impulsions qui peuvent être allumés successivement, un parachute d'orientation étant également prévu; mais on ne retrouve pas dans ce document l'idée qui a une importance décisive pour l'invention, à savoir de produire, par le propulseur transversal, un mouvement de basculement autour d'un axe horizontal passant par le parachute de freinage déployé. Il en va de même pour le brevet DE 28 30 859, d'après lequel (colonne 3, lignes 18 sqq.), le générateur d'impulsions à propergol solide est destiné à agir précisément de sorte qu'il en résulte une rotation autour du centre de gravité G du missile, ce qui va tout à fait & l'encontre de l'invention, selon laquelle un basculement autour de l'axe passant par le parachute de freinage doit être produit par le
propulseur transversal.
Une forme de réalisation du missile selon l'invention
est représentée sur les dessins.
La fig. 1 est une vue en coupe longitudinale du
missile avant son lancement.
La fig. 2 est une vue en coupe longitudinale du
missile suspendu au parachute de freinage.
La fig. 3 est une vue en coupe longitudinale du
missile après le largage du parachute de freinage.
La fig. 4 représente les éléments essentiels d'un
propulseur transversal du missile, vus en perspective.
Les fig. 4A, 4B et 4C représentent individuellement les éléments essentiels du propulseur transversal de la
fig. 4.
La fig. 5 est un schéma expliquant le processus de
basculement du missile.
La fig. 5A représente le missile avec le parachute de
freinage et un empennage canard sorti.
La fig. 5B est un schéma expliquant le processus de
basculement du missile avec un empennage canard sorti.
La fig. 6 est un schéma expliquant le processus complet de lancement du missile jusqu'à la poursuite de
sa cible.
D'après la fig. 1, le missile, désigné dans l'ensemble par 10, est contenu dans un tube de lancement 11 qui est muni d'un élément 12 de support à l'épaule, d'une poignée 13 avec une détente 13' et d'une optique de visée 14. Le missile 10 comporte un propulseur de lancement 15, un parachute de freinage 16 replié, un moteur-fusée de croisière 17, un gouvernail déployable 18, une charge active 19, un gouvernail avant (empennage canard) déployable 20, un propulseur transversal 21, une électronique de guidage 22 avec un micro- ordinateur, un correcteur et une batterie, ainsi qu'une tête chercheuse 23. Après le tir du missile 10 à partir du tube de lancement 11 et après l'achèvement de la combustion du propulseur de lancement 15, ce dernier est éjecté. Le reste du missile est représenté sur la fig. 2 et désigné par 10', et cela & l'état suspendu au parachute de freinage 16 qui a été déployé entre-temps. Dans ces conditions, la tête chercheuse 23 logée dans la pointe du missile est orientée verticalement vers le bas, c'est-&à-dire vers la surface du sol. La fig. 3 représente enfin le missile qui reste après le largage du parachute de freinage 16 et qui est désigné par 10", le gouvernail 18 ayant été sorti par un moteur de gouvernail 18'; de même, le gouvernail avant 20 est sorti. La fig. 4 représente le propulseur transversal 21. Ce propulseur 21 se compose de trois corps discoidaux 30, 31 et 32, le corps discoïdal 30 présentant des tuyères de propulsion 30a qui débouchent tangentiellement dans le sens inverse des aiguilles d'une montre, le corps discoidal 31 du milieu présentant des tuyères de propulsion 31a qui débouchent radialement et le corps discoidal 32 présentant des tuyères de propulsion 32a qui débouchent tangentiellement dans le sens des aiguilles d'une montre. Les trois corps discoidaux 30, 31 et 32 peuvent être alimentés séparément en gaz de propulsion sous pression, le corps discoïdal 31 du milieu pouvant en outre l'être de façon séparée en ce qui concerne ses tuyères individuelles 31a ou en ce qui concerne des secteurs de tuyères. Il va de soi que lorsqu'un gaz sous pression s'échappe des tuyères tangentielles 30a et 32a, il est exercé, sur le missile, une force dans le sens d'une rotation autour de son axe longitudinal, et cela dans le sens inverse des aiguilles d'une montre et dans le sens des aiguilles d'une montre respectivement. En revanche, lorsque le gaz sous pression sort de l'une des tuyères 31a ou d'un secteur de tuyères 31a, il est exercé, sur le missile, une force en direction radiale, et cela en sens opposé à celui de la tuyère 31a active ou du secteur de tuyères actif. Il est ainsi possible, par la commande appropriée du propulseur transversal 21, d'agir aussi bien contre des mouvements de rotation du missile autour de son axe longitudinal (mouvements de roulis autour de l'axe X) que contre des mouvements de translation du missile dans un plan perpendiculaire a son axe longitudinal (mouvements de tangage autour de l'axe Y, mouvements de
lacet autour de l'axe Z).
Il est essentiel que le propulseur transversal se trouve au centre de gravité du missile ou, plus
précisément, au centre de gravité du missile 10', c'est-
à-dire après le largage du propulseur de lancement 15.
En effet, comme cela est indiqué sur la fig. 5, il est alors possible d'accélérer de façon optimale le changement d'orientation du missile à la verticale après l'achèvement de son vol balistique, selon ce qui a été mentionné au début. De fait, lorsque le missile 10' est freiné par le parachute de freinage 16 et que la tuyère radiale 31a dirigée vers le haut ou le secteur de tuyères correspondant dirigé vers le haut entre en action, comme indique sur la fig. 5, il agit, au centre de gravité S.P. du missile, en plus de la force d'attraction terrestre mg, une force F qui s'additionne - vectoriellement - a la force d'attraction terrestre, d'o il résulte que le changement d'orientation du missile 10' entre pratiquement - l'horizontale et la verticale autour du centre du parachute de freinage 16 est considérablement accéléré et que la durée du processus de changement d'orientation est ainsi abrégée considérablement. Mais cela peut aussi être effectué en sortant d'un côté un ou deux plans fixes (canards) (fig. 5A). Le couple de roulis engendré par ce poids autour du centre de gravité fait tourner l'étage de guidage final, de sorte que le plan fixe est dirigé pour le moment vers le bas (en direction de la surface du sol), mais constamment en direction du centre de la courbe de la trajectoire (fig. 5B). Si l'on n'active alors qu'une tuyère de propulsion transversale du propulseur radial du côté opposé au plan fixe, le changement d'orientation
dans la trajectoire est accéléré en conséquence.
On se référera à la fig. 6 pour expliquer maintenant l'ensemble du déroulement du vol du missile. Le tireur place le tube de lancement 11 sur son épaule et vise la cible, par exemple un hélicoptère ennemi 40, au moyen de l'optique de visée 14. Puis il déclenche le tir au moyen de la détente 13', c'est-a-dire que le propulseur de lancement 13 est allumé et que le missile 10 quitte le tube de lancement 11 sous un angle d'élévation a, comme cela est indiqué sur la fig. 6 dans la phase de lancement désignée par A. Après l'achèvement de la combustion du propulseur de lancement et l'éjection de celui-ci, le missile 10' entre dans la phase de son vol balistique désignée par B. Dès que le missile 10' a atteint la zone de sa cible et se trouve au-dessus de la cible 40 ou immédiatement avant ce point, la phase C est déclenchée, à savoir le processus de freinage et de changement d'orientation. Le parachute de freinage 16 est déployé et en même temps, comme on l'a déjà indiqué, le corps discoïdal 31 du propulseur transversal 21 est mis en action de sorte que le missile bascule et entre dans sa phase de descente et d'identification de la cible, désignée par D. Dans cette phase D, le missile ' suspendu au parachute de freinage 16 est stabilisé par le propulseur transversal 21, c'est-à-dire que les tuyères tangentielles 30a et 32a suppriment un mouvement de roulis et les tuyères radiales 31a suppriment les mouvements de tangage et de lacet. Grâce a cette stabilisation du missile 10', la tête chercheuse 23 de celui-ci peut effectuer une identification rapide et exacte de la cible et se verrouiller sur la cible 40. Le moteur-fusée de croisière 17 est alors mis en marche et le parachute de freinage 16 est détaché, et le missile " procède alors, dans la phase E, à la poursuite de la cible. S'il a été mentionné que le propulseur transversal 21 est activé, dans la phase C, pour accélérer le processus de basculement et, dans la phase D, pour stabiliser le missile, il y a lieu de souligner que le propulseur transversal peut aussi être déjà mis en marche immédiatement avant que la phase C ne soit atteinte, ce qui est Judicieux dans le cas o la missile 10' effectue déjà un mouvement de roulis (rotation autour de son axe longitudinal) dans sa phase balistique B; par les tuyères tangentielles 30a, 32a, ce mouvement de roulis est déjà supprimé avant le déploiement du parachute de
freinage 16.
L'instant du déploiement et du largage du parachute de freinage 16, ainsi que l'instant et le mode de l'actionnement du propulseur transversal 21 sont déterminés par l'électronique de guidage 22, dont le micro-ordinateur effectue le traitement logique et l'évaluation de valeurs qui lui sont fournies par une mé-moire, dans laquelle sont mémorisées des valeurs typiques de l'appareil, par des capteurs de position, qui déterminent la position et les mouvements du missile, par l'optique de visée 14 et par la tête chercheuse 23. Il va de soi que l'électronique de guidage remplit aussi ses tâches habituelles, par exemple le déclenchement du moteur-fusée de croisière et le guidage du missile 10" vers la cible 40. Le propulseur transversal 21 peut fonctionner à l'air comprimé, mais on préférera, pour des raisons
d'encombrement, une propulsion pyrotechnique.
Claims (6)
1.- Procédé pour guider depuis le haut vers une cible, par exemple vers un hélicoptère, un missile de forme allongée comportant un propulseur de lancement, un moteur-fusée de croisière, une source d'énergie, une électronique de guidage, une charge active et une tête chercheuse, procédé dans lequel le missile est freiné par un parachute après avoir effectué un vol balistique avant d'atteindre la zone de la cible et est placé dans une position essentiellement perpendiculaire à la surface du sol au-dessus de la zone de la cible, de telle sorte que la tête chercheuse du missile suspendu au parachute soit dirigée vers le bas, après quoi le parachute est détaché après le verrouillage de la tête chercheuse sur la cible et le missile est guidé vers la cible par le moteur-fusée de croisière, caractérisé en ce qu'immédiatement avant le déploiement du parachute de freinage, à l'instant de ce déploiement ou immédiatement après, un propulseur transversal, disposé au centre de gravité du missile, est mis en marche de telle sorte qu'il soit tout d'abord créé, pour l'accélération du basculement du missile à la verticale, une force qui s'additionne vectoriellement à la force d'attraction terrestre, et ensuite, pendant la phase de recherche qui fait suite au basculement, une force qui agit contre les mouvements de roulis, de tangage et de lacet du missile
et stabilise ainsi celui-ci.
2.- Procédé selon la revendication 1, dans lequel le propulseur transversal est mis en marche immédiatement avant l'instant du déploiement du parachute de freinage, afin de supprimer les mouvements de roulis qui se produisent au cours du vol balistique du missile.
3.- Missile pour l'exécution du procédé selon la revendication 1 ou 2, comprenant un propulseur de lancement (15) à son extrémité arrière, un parachute de freinage replié (1G), un moteur-fusée de croisière (17), une charge active (19), un propulseur transversal (21) au centre de gravité <S.P.) du missile, comportant des tuyères de propulsion radiales et tangentielles (30a, 31a, 32a), une électronique de guidage (22) avec un micro-ordinateur et des capteurs de position, et une
tête chercheuse (23).
4.- Missile selon la revendication 3, dans lequel le propulseur transversal (21) se compose de trois corps discoïdaux (30, 31, 32), l'un de ces disques (31) présentant des tuyères de propulsion radiales (31a) et les deux autres corps discoïdaux (30, 32) présentant des tuyères de propulsion tangentielles (30a, 32a) dirigées
en sens opposés dans l'un et l'autre de ces corps.
5.- Missile selon la revendication 3 ou 4, comportant un propulseur transversal (21) à air comprimé ou
pyrotechnique.
6.- Missile selon l'une quelconque des revendications
3 à 5, caractérisé par un empennage canard commandable.
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|---|---|---|---|
| DE4210113A DE4210113C1 (de) | 1992-03-27 | 1992-03-27 | Verfahren zum Leiten eines Flugkörpers und Flugkörper |
Publications (1)
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|---|---|---|---|
| FR9303382A Withdrawn FR2769083A1 (fr) | 1992-03-27 | 1993-03-24 | Procede de guidage d'un missile et missile pour la mise en oeuvre du procede |
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Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19806066B4 (de) * | 1998-02-13 | 2004-07-08 | Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh | Flugkörper gegen Reaktivpanzerung |
| GB0120611D0 (en) * | 2001-08-24 | 2001-10-17 | Igt Uk Ltd | Video display systems |
| US7252270B2 (en) * | 2003-08-05 | 2007-08-07 | Israel Aircraft Industries, Ltd. | System and method for launching a missile from a flying aircraft |
| IL162027A (en) * | 2004-05-17 | 2009-05-04 | Rafael Advanced Defense Sys | Method and system for resetting the flight path of a non-guided bullet, including compensation for deviation from the oscillations of the launcher |
| US8546736B2 (en) | 2007-03-15 | 2013-10-01 | Raytheon Company | Modular guided projectile |
| US7947938B2 (en) * | 2007-03-15 | 2011-05-24 | Raytheon Company | Methods and apparatus for projectile guidance |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2002885A (en) * | 1977-08-23 | 1979-02-28 | Realisations Applic Tech Soc E | Ground-to-ground anti-tank weapon |
| FR2568365A1 (fr) * | 1984-07-24 | 1986-01-31 | Diehl Gmbh & Co | Article de munition a phase de vol terminale commandable, et procede pour sa navigation en direction de la cible |
| GB2175377A (en) * | 1985-05-09 | 1986-11-26 | Diehl Gmbh & Co | Attacking armoured target objects |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2974594A (en) * | 1958-08-14 | 1961-03-14 | Boehm Josef | Space vehicle attitude control system |
| US3196794A (en) * | 1959-06-18 | 1965-07-27 | Robert C Meade | Piezo-electric fuse device |
| US3072055A (en) * | 1959-08-03 | 1963-01-08 | Ross Sidney | Gun launched, terminal guided projectile |
| US3276376A (en) * | 1964-09-30 | 1966-10-04 | Robert W Cubbison | Thrust and direction control apparatus |
| NL135093C (fr) * | 1966-03-22 | |||
| BE683586A (fr) * | 1966-07-04 | 1966-12-16 | ||
| US3612442A (en) * | 1969-04-03 | 1971-10-12 | Nasa | Fluidic proportional thruster system |
| DE2055088A1 (de) * | 1970-11-10 | 1972-05-18 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Einrichtung zum Erzeugen von Steuermomenten bei raketengetriebenen Flugkörpern |
| FR2386802A1 (fr) * | 1977-04-08 | 1978-11-03 | Thomson Brandt | Dispositif de pilotage pour projectile du genre missile, et projectile equipe de ce dispositif |
| GB2094240B (en) * | 1981-03-10 | 1984-08-01 | Secr Defence | Attitude control systems for rocket powered vehicles |
| FR2517818A1 (fr) * | 1981-12-09 | 1983-06-10 | Thomson Brandt | Methode de guidage terminal et missile guide operant selon cette methode |
| FR2534370B1 (fr) * | 1982-10-11 | 1986-12-19 | Luchaire Sa | Engin destine a l'attaque en survol d'objectifs tels que notamment des blindes |
| GB2251834B (en) * | 1983-02-22 | 1992-12-16 | George Alexander Tarrant | Guided missiles |
| DE69129815T2 (de) * | 1990-01-16 | 1998-12-03 | Tda Armements Sas | Penetratormunition für Ziele mit hohem mechanischem Widerstand |
| DE4012153A1 (de) * | 1990-04-14 | 1991-10-17 | Rheinmetall Gmbh | Steuervorrichtung fuer einen flugkoerper |
-
1992
- 1992-03-27 DE DE4210113A patent/DE4210113C1/de not_active Expired - Fee Related
-
1993
- 1993-03-19 GB GB9305667A patent/GB2328497B/en not_active Expired - Fee Related
- 1993-03-24 FR FR9303382A patent/FR2769083A1/fr not_active Withdrawn
- 1993-03-25 CA CA002092441A patent/CA2092441A1/fr not_active Abandoned
- 1993-03-26 US US08/063,507 patent/US5880396A/en not_active Expired - Fee Related
- 1993-03-26 IT IT93RM000190A patent/IT1290876B1/it active IP Right Grant
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2002885A (en) * | 1977-08-23 | 1979-02-28 | Realisations Applic Tech Soc E | Ground-to-ground anti-tank weapon |
| FR2568365A1 (fr) * | 1984-07-24 | 1986-01-31 | Diehl Gmbh & Co | Article de munition a phase de vol terminale commandable, et procede pour sa navigation en direction de la cible |
| GB2175377A (en) * | 1985-05-09 | 1986-11-26 | Diehl Gmbh & Co | Attacking armoured target objects |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ITRM930190A0 (fr) | 1993-03-26 |
| DE4210113C1 (de) | 1998-11-05 |
| US5880396A (en) | 1999-03-09 |
| ITRM930190A1 (it) | 1994-09-26 |
| GB9305667D0 (en) | 1998-10-14 |
| IT1290876B1 (it) | 1998-12-14 |
| GB2328497A (en) | 1999-02-24 |
| GB2328497B (en) | 1999-06-02 |
| CA2092441A1 (fr) | 1999-11-03 |
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