NL8902022A - Gierhoekvrij projectiel. - Google Patents
Gierhoekvrij projectiel. Download PDFInfo
- Publication number
- NL8902022A NL8902022A NL8902022A NL8902022A NL8902022A NL 8902022 A NL8902022 A NL 8902022A NL 8902022 A NL8902022 A NL 8902022A NL 8902022 A NL8902022 A NL 8902022A NL 8902022 A NL8902022 A NL 8902022A
- Authority
- NL
- Netherlands
- Prior art keywords
- control unit
- projectile
- steering
- nozzles
- steering unit
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
- F42B10/661—Steering by varying intensity or direction of thrust using several transversally acting rocket motors, each motor containing an individual propellant charge, e.g. solid charge
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Description
Korte aanduiding: Gierhoekvrij projectiel.
De uitvinding heeft betrekking op een projectiel ter bestrijding van een tank van boven, met een gevechtskop en een tijdens de vlucht roterende stuureenheid.
Bij een dergelijk onder referentienummer DE-P 36 03 497.5 voorgesteld projectiel kunnen op grond van de roterende stuureenheid tijdens de vluchtmanoeuvre voor de overgang van de marsfase in de draai-zinkfase centrifugaal effecten optreden, die tot ongewenste verstoringen van de vluchtbaan (kogelbaan) kunnen leiden. Het wordt daarbij als nadelig beschouwd, dat bij ongewenst grote knikhoeken automatisch ongewenst grote gierhoeken en zij-verleggingen optreden, waarbij onder zij-verlegging de zijafwijkig van het projectiel in het doel verstaan wordt. Tot dusverre werd geprobeerd, de gierhoeken en verleggingen door toepassingen van een voorhoudgierhoek te reduceren, waarbij een voorhoudgierhoek door een hoek tussen een het doel bereikende sensor en een impulslading gevormd wordt. De samenhang tussen de in mechanisch opzicht bepaalde gierhoek en de aërodynamische reactie daarop als zij-verlegging is echter niet lineair en daardoor slechts moeilijk berekenbaar. Daarbij komt, dat verschillende begin-voorwaarden, zoals bijvoorbeeld verschillende doelafstanden, doel-hoogten, eindsnelheden etc. bij de inleiding in de draai-zinkfase te beschouwen zijn, zodat het in het algemeen niet mogelijk is door toepassing van slechts een voorhoudgierhoek voor alle doelafstanden, gierhoeken en zij-verleggingen tot een minimum te reduceren of niet te laten optreden,
De uitvinding stelt zich tot taak de zij-verlegging van het projectiel bij het eind-aanvliegen tegen het doel in de draai-zinkfase bij verschillende beginvoorwaarden te vermijden en een treffen onder een gierhoek van 0° te waarborgen. Dit probleem wordt opgelost door de in het kenmerk van conclusie 1 aangegeven maatregelen. Voordelige uitvoeringsvormen van de uitvinding blijken uit de kenmerken van de onderconclusies.
Door het invetten van de voorgestelde maatregelen volgens de uitvinding wort op voordelige wijze bereikt, dat de totale draaiimpuls van het projectiel gelijk aan nul wordt, waardoor de op grond van de centrifugaaleffecten opgeroepen nadelen niet meer kunnen optreden. Onder voorwaarde, dat op het gesloten projectielsysteem - gevechtskqp en stuureenheid - geen uitwendige draaimomenten inwerken, wordt door de ingezette maatregelen, in het bijzonder het optreden van gierhoeken en zij-verleggingen van het projectiel in het doel vermeden. De volgens de uitvinding aangebrachte maatregelen bewerkstelligen het vrijgeven van in tegengestelde richting werkende en qua bedrag van gelijke inwendige draaiirnpulsen, namelijk dat de som van de draaiimpulsen
Lgevechtskqp + ^stuureeriheid ~ ook opgeheven wordt. Daardoor kan het toerental van de sensor voor een aftasting zonder leemten verhoogd worden, zodat op bijzonder voordelige wijze in de stuureeriheid slechts één sensor in plaats van meerdere sensoren benodigd wordt. Verder kan door de uitvinding de knikhoeksnelheid van het projectiel wezenlijk verhoogd worden, zodat het projectiel het doel zoveel roogelijk loodrecht aangijpen kan. Deze aangrij pmogeli j kheid was bij oplossingen tot dusverre op grond van het opgetreden centrifugaal effect en de daaruit resulterende nadelige gierhoek en verleggingen niet mogelijk.
De maatregelen volgens de uitvinding bewerkstelligen, dat de gevechtskop en de stuureeriheid gelijktijdig in tegengestelde zin draaien.
Ter realisering worden daartoe meerdere oplossingsmogelijkheden voorgesteld. Bij alle oplossingsmogelijkheden dienen de voor het verkrijgen van de draaiimpuls van de gevechtskop toegepaste middelen gelijktijdig ook als aandrijfmiddelen voor het opwekken van de rotatie van de stuureeriheid.
Na een uitvoeringsvoorbeeld zetten tangentiaal uit mondstukken uittredende gassen van een pyrotechnisch aandrijfmechanisme van de gevechtskop gelijktijdig ook een omhullend en met de stuureeriheid verbonden scheprad in rotatie.
In een nog ander uitvoer ingsvoorbeeld worden separate uittree-mondstukken van de gevechtskop en van de stuureeriheid door een gemeenschappelijke pyrotechnische aandrijving met gas belast, zodat een tegenstrocmse rotatie van de hiervoor beschreven onderdelen ontstaat. Bepaald door de hoge energiedichtheid van de drijf lading wekken deze oplossingen slechts een gering gewicht op.
Dezelfde werking kan ook mechanisch door betrouwbaar functionerende onderhoudsvriendelijke en eenvoudig opgebouwde middelen, bijvoorbeeld door een spiraalveer of een schroefgang opgewekt worden.
De uitvinding wordt aan de hand van deze in de bijgaande tekeningen weergegeven uitvoeringsvoorbeelden nader toegelicht.
Fig. 1 toont een vleugel gestabiliseerd projectiel met een gevechtskop en een roterende stuureenheid in verschillende vlucht-fasen; fig. 2 toont in de vorm van een uitsnijding een zijaanzicht van een stuureenheid en een gevechtskop, die door een gemeenschappelijk pyrotechnisch aandrijf sas aangedreven worden; fig. 3 toont een doorsnede van het projectiel genomen over de lijn III-III in fig. 2; fig. 4 toont in de vorm van een uitsnijding een zijaanzicht van een stuureenheid en een gevechtskop, die separaat door een pyro-technische aandrijving aangedreven worden; fig. 5 toont een doorsnede door de gevechtskop genomen over de lijn V-V in fig. 4; fig. 6 toont een doorsnede door de stuureenheid genomen over de lijn VI-VI in fig. 4; fig. 7 toont op de wijze van een uitsnijding een zijaanzicht van een stuureenheid en een gevechtskop, die door middel van een spiraal-veer in rotatie gebracht worden; fig. 8 toont een doorsnede door het projectiel genomen over de lijn VIII-VIII in fig. 7; en fig. 9 toont in de vorm van een uitsnijding een zijaanzicht door een stuureenheid en een gevechtskop, welke door een schroefgang in rotatie gebracht worden.
Fig. 1 verduidelijkt in verschillende vluchtfasen a, b en c het vluchtproces van een onder referentienummer DE-P 36 03 497.5 voorgesteld vleugel gestabiliseerd projectiel 1 ter bestrijding van een tank 2 van boven. Dit projectiel 1 wordt bijvoorbeeld na het verlaten van een niet-weergegeven wapen in de eerste vluchtfase a na-versneld, terwijl in de daarop aansluitende marsfase b een grotere afstand, overbrugd wordt. In de overgang naar draai-zinkfase c, die op niet-weergegeven wijze door middel van een impulsspringlading ingeleid wordt, treden bij dit projectiel 1 de voorbeschreven nadelen qp grond van het centrifugaaleffect van de ten opzichte van de gevechtskop 3 roterende stuureenheid 4 op. Bij het afknikproces uit de marsfase b in de draai-z inkf ase c werkt bij dit projectiel 1, bepaald door de rotatie van de stuureenheid 4, een door de rotatie veroorzaakte draaiimpuls zodanig qp de stabiliteit van de vluchtrichting van het projectiel 1 in, dat dit onder een niet vermijdbare grotere of kleinere gierhoek en een daardoor veroorzaakte proj ectielpendeling de vlucht moet voortzetten.
De figuren 2-9 beperken zich uitsluitend slechts tot de weergave van het tot deze uitvinding behorende relatieve gebied van dit projectiel 1 en verduidelijken verschillende oplossingsmogelijkheden ter vermijding van het door het centrifugaaleffect bij het afknikken in de draai-zinkfase c ontstane proj eetielpendelingen. Bij alle oplossingsmogelijkheden zijn voor het opheffen van de draaiimpuls van de betreffende stuureeriheid 4.2, 4.4, 4.7, 4.9 tussen deze stuur-eeriheid en de lichamen 3.2, 3.4, 3.7, 3.9 van de gevechtskop drie middelen 5.2, 5.4, 5.7, 5.9 aangebracht, die aan het lichaam een met de draaiimpuls van de stuureeriheid overeenkomende, echter in tegengestelde richting werkende draaiimpuls af geven. Deze middelen 5.2, 5.4, 5.7, 5.9 zijn geschikt om de hier extra gewenste draaiimpuls van de gevechtskop 3 gelijktijdig voor de voor de doeldetectie van de in de stuureeriheid 4.2, 4.4, 4.7, 4.9 opgestelde (niet-weergegeven) sensor noodzakelijke rotatie te benutten. De middelen 5.2, 5.4, 5.7 en 5.9 bewerkstelligen, dat de bij de rotatie van de stuureeriheid 4.2, 4.4, 4.7, 4.9 opgewekte draaiimpuls Lstuureenheid door 6611 te9en“ gesteld werkende draaiimpuls van het gevechtskoplichaam j ectielkop opgeheven wordt. De totale draaiimpuls L van het projectiel 1 wordt daarbij gelijk aan nul en volgt uit onderstaande vergelijking:
waarbij de hoeksnelheid van de stuureeriheid is, de hoeksnelheid van het gechtskoplichaam is, Θ het massatraa^ieidsmoment van de stuureeriheid is en het massatraagheidsmoment van het gevechtskoplichaam is.
Doordat het massatraagheidsmoment θ ^ ten opzichte van het massatraagheidsmoment Θ ^ een veelvoud groter is, laten zich bij in de omgekeerde verhouding geringere hoeksnelheden van het gevechtskoplichaam echter zeer hoge hoeksnelheden van de stuureeriheid en wel overeenkomstig de formule
zeer hoge toerentallen V” opwekken. Door de verschillende aandrijfsystemen kan de stuureeriheid voor de doeldetectie bijvoorbeeld op ca.
60 omwentelingen per seconde versneld worden.
De figuren 1 en 2 verduidelijken in een eerste uitvoerings-voorbeeld, dat de middelen 5.2 uit ten minste twee met een drijf sas 6 binnen het lichaam 3.2 verbonden en aan de ontrek van het lichaam 3.2 tangentiaal symmetrisch tegenover elkaar liggend opgestelde mondstukken 7 en uit een de mondstukken 7 omhullende alsmede de uittree-gassen van de mondstukken canbuigende en met de stuureeriheid 4.2 verbonden schoepenkrans 8 bestaan. Door de ombuiging van de uit de mondstukken 7 uitstredende aandrijf gassen door de schoepen 9 van het inwendig van de tot de stuureeriheid 4.2 behorende schoepenkrans 8, wordt bijvoorbeeld een draairichting 18 van het lichaam 3.2 in een richting met de klok mee en een draairichting 19 van de stuureeriheid 4.2 in een richting tegen de klok in verkregen. Binnen het lichaam 3.2 kunnen twee of meer mondstukken 7 gelijkmatig over de onttrek verdeeld aangebracht zijn, die door leidingen 20.2 met de in de vluchtfase a geïnitiëerde drijf lading 6 van een kleine rakettenaandrijving verbonden zijn.
De figuren 4-6 verduidelijken, dat de middelen 5.4 ook uit ten minste telkens twee aan het lichaam 3.4 en aan de stuureeriheid 4.4 tangentiaal symmetrisch tegenover elkaar gelegen opgestelde mondstukken 10, ll bestaan kunnen. De mondstukken 10, 11 worden daarbij gemeenschappelijk door een enkel drijf sas 6.4 of gelijktijdig door (niet-weergegeven) separate drij fsassen met gelijke ladingshoeveelheid via leidingen 20.4 belast, waarbij de mondstukken 10 van het lichaam 3.4 ten opzichte van de mondstukken 11 van de stuureeriheid 4.4 in tegengestelde richtingen wijzen, zodat hier de stuureeriheid 4.4 in een richting 18 met de klok mee en het lichaam 3.4 in een richting 19 tegen de klok in in de betreffende draaiing gébracht kunnen worden.
Het in de figuren 7 en 8 weergegeven uitvoeringsvoorbeeld toont, dat het middel 5.7 uit een aan de binnenzijde aan de stuureenheid 4.7 star en aan de buitenzijde aan het lichaam 3.7 van degevechtskop 3 losneembaar bevestigde spiraalveer 12 bestaat. De veerdraaiimpuls wordt hier na het ontgrendelen van een onder de beginversnelling onwerkzaam wordende verdraadboring 17 uit geschakeld. Deze borg bestaat uit een veerkracht belaste pen 21, die op grond van zijn starxivastigheidsvermogen tijdens de startfase in een boring van het lichaam 3.7 ingedrukt wordt en daardoor de haltepositie van de stuureeriheid 4.7 opgeeft.
Een verder uitvoeringsvoortoeeld blijkt uit fig. 9, waarna het middel 5.9 door een tussen het lichaam 3.9 en de stuureeriheid 4.9 opgestelde schroefgang 13 gevormd wordt. Daarbij neemt de stuureeriheid 4.9 tijdens de start van het projectiel 1 een ingrijpstand 16 met de schroefgang 13 en tijdens de vlucht een stand in op een vrijloop 15 van een aanzet 14 van het lichaam 3.9 in. De draaiingen van het lichaam 3.9 in een richting 18 met het klokwerk mee en de stuureeriheid 4.9 in een richting tegen de klok in worden bij de start in de versnellingsfase van het projectiel 1 daardoor opgewekt, dat de op een afstand 1 voor het lichaam 3.9 aangebrachte stuureeriheid 4 onder haar i massatraagheid in de voering van de schroefgang 13 naar het gevechts-koplichaam 3.9 toe bewogen wordt. De stijging van de schroefgang 13 is daarbij zo gekozen, dat een wrijvingsarm langsglijden van de stuur-eenheid 4.9 mogelijk is. Aan het einde van de slag 1 sterft de stuureeriheid 4.9 uit het schroefgangprofiel van de aanslag 14 uit, : zodat de stuureeriheid 4.9 in de vrijloop 15 ongehinderd kan rondlopen.
Bij alle weergegeven uitvoeringsvarianten kan een mogelijk eenzijdig draaiimpulsenverlies van de gevechtskop 3, op grond van de tijdens de vlucht uitgeklapte vleugel 24 (fig. 1). door een overeenkomstige schuine plaatsing van de vleugel 24 (fig. 1) weer opgeheven i worden.
Referentielij st 1 projectiel 2 tank 3 gevechtskop 3.2, 3.4, 3.7, 3.9 gevechtskoplichaam 4 stuureeriheid 4.2, 4.4, 4.7, 4.9 stuureeriheid 5.2, 5.4, 5.7, 5.9 middelen 6 drijf sas 6.4 drijfsas 7 mondstuk 8 schoeperikrans 9 schoepen 10 mondstuk a naversnellingsfase 11 mondstuk b marsfase 12 spiraalveer c draai-zirikfase 13 schroefgang 1 afstand 14 aanzet 15 vrijloop 16 ingrijpstand 17 verdraaiwaarborgrichting 18 richting 19 richting 20.2 leiding 20.4 leiding 21 pen 22 boring 23 opening 24 vleugel
Claims (6)
1. Projectiel (1) ter bestrijding van een tank (2) van boven, met een gevechtskop (3) en een tijdens de vlucht roterende stuureenheid (4), met het kenmerk, dat voor het opheffen van de draaiimpuls van de stuureenheid (4.2, 4.4, 4.7, 4.9) tussen de stuureenheid en het lichaam (3.2, 3.4, 3.7, 3.9) van de gevechtskop (3) middelen (5.2, 5.4, 5.7, 5.9) aanwezig zijn, die aan het lichaam (3.2, 3.4, 3.7, 3.9) een met de draaiimpuls van de stuureeriheid (4.2, 4.4, 4.7, 4.9) overeenkomende, echter tegengesteld werkende draaiimpuls afgeven.
2. Projectiel volgens conclusie 1, met het kenmerk, dat de middelen (5.2, 5.4, 5.7, 5.9) ook als aandrijfmiddel voor het opwekken van de rotatie van de stuureeriheid (4.2, 4.4, 4.7, 4.9) uitgevoerd zijn.
3. Projectiel volgens conclusie 1 of 2, met het kenmerk, dat de middelen (5.2) uit tenminste twee met een drijf sas (6) binnen het lichaam (3.2) tangentiaal symmetrisch tegenover gelegen opgestelde mondstukken (7) en uit een de mondstukken (7) omhullende alsmede de uittreegassen van de mondstukken (7) arnbuigende en met de stuureeriheid (4.2) verbonden schoepenkrans (8) bestaan.
4. Projectiel volgens conclusie 1 of 2, met het kenmerk, dat de middelen (5.4) uit tenminste telkens twee aan het lichaam (3.4) en aan de stuureeriheid (4.4) tangentiaal symmetrisch tegenover elkaar gelegen opgestelde mondstukken (10, 11) bestaan, die met dezelfde drijfladingshoeveelheden belast worden, waarbij de mondstukken (10) van het lichaam (3.4) ten opzichte van de mondstukken (11) van de stuureeriheid (4.4) in tegengestelde richtingen wijzen.
5. Projectiel volgens conclusies 1 of 2, met het kenmerk, dat de middelen (5.7) uit een van binnen aan de stuureenheid (4.7) star en aan de buitenzijde aan het lichaam (3.7) van de gevechtskop (3) losneembaar bevestigde spiraalveer (12) bestaat, waarbij de veer-draaiimpuls na het ontgrendelen van een onder de beginversnelling cpgeheven verdraaiingsborg (17) uitgeschakeld wordt.
6. Projectiel volgens conclusie 1 of 2, met het kenmerk, dat de middelen (5.9) door een tussen het lichaam (3.9) en de stuureeriheid (4.9) opgestelde schroefgang (13) gevormd wordt, waarbij de stuureeriheid (4.9) opgestelde schroefgang (13) gevormd wordt, waarbij de stuureeriheid (4.9) gedurende de start een aangrijpstand (16) met de schroefgang (13) en tijdens de vlucht een stand op een vrijloop (15) van een aanzet (14) van het lichaam (3.9) inneemt.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE3826615A DE3826615C2 (de) | 1988-08-05 | 1988-08-05 | Gierwinkelfreies Geschoß |
DE3826615 | 1988-08-05 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
NL8902022A true NL8902022A (nl) | 1995-03-01 |
Family
ID=6360289
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
NL8902022A NL8902022A (nl) | 1988-08-05 | 1989-08-07 | Gierhoekvrij projectiel. |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5564651A (nl) |
CA (1) | CA1339565C (nl) |
DE (1) | DE3826615C2 (nl) |
FR (1) | FR2711783B1 (nl) |
GB (2) | GB8910031D0 (nl) |
IT (1) | IT8948112A0 (nl) |
NL (1) | NL8902022A (nl) |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5631830A (en) | 1995-02-03 | 1997-05-20 | Loral Vought Systems Corporation | Dual-control scheme for improved missle maneuverability |
DE19509346C2 (de) * | 1995-03-15 | 1999-08-05 | Rheinmetall W & M Gmbh | Leitwerkstabilisierter Flugkörper |
US6308911B1 (en) | 1998-10-30 | 2001-10-30 | Lockheed Martin Corp. | Method and apparatus for rapidly turning a vehicle in a fluid medium |
DE10017873A1 (de) * | 1999-09-27 | 2001-05-03 | Dynamit Nobel Gmbh | Panzerbrechende Munition |
US6364248B1 (en) * | 2000-07-06 | 2002-04-02 | Raytheon Company | Articulated nose missile control actuation system |
US6646242B2 (en) * | 2002-02-25 | 2003-11-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Rotational canted-joint missile control system |
US6761330B1 (en) * | 2003-05-19 | 2004-07-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Rocket accuracy improvement device |
IL210370A (en) * | 2010-12-30 | 2015-08-31 | Israel Aerospace Ind Ltd | missile |
CN104192311B (zh) * | 2014-08-28 | 2016-04-13 | 西北工业大学 | 一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置 |
FR3029614A1 (fr) * | 2014-12-05 | 2016-06-10 | Thales Sa | Projectile et canon destine a recevoir un tel projectile |
US11867487B1 (en) | 2021-03-03 | 2024-01-09 | Wach Llc | System and method for aeronautical stabilization |
US11885601B1 (en) * | 2021-03-09 | 2024-01-30 | United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Variable angle load transfer device |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE694533C (de) * | 1930-03-04 | 1940-08-03 | Siemens App | Einrichtung zur Steuerung von Raketen, insbesondere Raketengeschossen |
NL211988A (nl) * | 1955-11-10 | |||
US3111088A (en) * | 1962-02-27 | 1963-11-19 | Martin Marietta Corp | Target seeking missile |
US4193567A (en) * | 1962-07-17 | 1980-03-18 | Novatronics, Inc. | Guidance devices |
US3397851A (en) * | 1967-01-20 | 1968-08-20 | Navy Usa | Nutation damper assembly |
US3770226A (en) * | 1968-04-18 | 1973-11-06 | Bolkow Gmbh | Control device for adjusting a pendulum control of a flying body |
GB2203223B (en) * | 1977-08-18 | 1989-02-15 | British Aerospace | Control means |
FR2401400A1 (fr) * | 1977-08-23 | 1979-03-23 | Serat | Arme antichar sol-sol |
AU546338B2 (en) * | 1980-09-22 | 1985-08-29 | Commonwealth Of Australia, The | Stabilising rotating body |
US4373688A (en) * | 1981-01-19 | 1983-02-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Canard drive mechanism latch for guided projectile |
FR2517818A1 (fr) * | 1981-12-09 | 1983-06-10 | Thomson Brandt | Methode de guidage terminal et missile guide operant selon cette methode |
DE3429798C1 (de) * | 1984-08-13 | 1985-12-12 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Vorrichtung zur Korrektur der Flugbahn eines Geschosses |
DE3606423A1 (de) * | 1986-02-27 | 1987-09-03 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Rotorsystem in verbindung mit flugkoerpersteuerungen |
FR2607917A1 (fr) * | 1986-12-08 | 1988-06-10 | Roche Kerandraon Oliver | Guidage par infrarouge simplifie pour tout projectile |
US4886223A (en) * | 1988-05-31 | 1989-12-12 | Honeywell Inc. | Projectile with spin chambers |
US4899956A (en) * | 1988-07-20 | 1990-02-13 | Teleflex, Incorporated | Self-contained supplemental guidance module for projectile weapons |
-
1988
- 1988-08-05 DE DE3826615A patent/DE3826615C2/de not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-05-02 GB GBGB8910031.7A patent/GB8910031D0/en active Pending
- 1989-06-22 IT IT8948112A patent/IT8948112A0/it unknown
- 1989-07-04 GB GB8915312A patent/GB2284251B/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-07-19 CA CA000606053A patent/CA1339565C/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-08-02 FR FR8910433A patent/FR2711783B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1989-08-04 US US07/391,834 patent/US5564651A/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-08-07 NL NL8902022A patent/NL8902022A/nl not_active Application Discontinuation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2284251A (en) | 1995-05-31 |
GB2284251B (en) | 1995-11-08 |
GB8915312D0 (en) | 1995-03-15 |
GB8910031D0 (en) | 1995-11-08 |
FR2711783A1 (fr) | 1995-05-05 |
CA1339565C (en) | 1997-12-02 |
US5564651A (en) | 1996-10-15 |
FR2711783B1 (fr) | 1997-04-11 |
DE3826615A1 (de) | 1995-03-16 |
IT8948112A0 (it) | 1989-06-22 |
DE3826615C2 (de) | 1995-06-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
NL8902022A (nl) | Gierhoekvrij projectiel. | |
US10788297B2 (en) | Artillery projectile with a piloted phase | |
EP2245416B1 (en) | Control of projectiles or the like | |
US5108051A (en) | Deployment mechanism of a projectile fin | |
US11821713B1 (en) | Projectile control actuation system and method of steering a projectile | |
US7755012B2 (en) | Eccentric drive control actuation system | |
US4927096A (en) | Rotor setting system in conjunction with aerodynamic body controls | |
US5143320A (en) | Spoiler torque controlled supersonic missile | |
US4699333A (en) | On-board flight control panel system | |
US20180112958A1 (en) | Canard stowage lock | |
SE505189C2 (sv) | Sätt och anordning för att med från en bärfarkost frigjorda stridsdelar bekämpa längs bärfarkostens färdväg identifierade mål | |
SE450416B (sv) | Ammunitionsenhet innefattande en med riktad sprengverkan utlosningsbar stridsdel | |
NL8202161A (nl) | Proces voor het besturen van een met geringe snelheid voortbewegend projectiel; wapensysteem; en projectiel dat door het proces kan worden beinvloed. | |
SE501082C2 (sv) | Sätt och anordning för att ge en luftburen stridsdel ett önskat rörelsemönster | |
DE3603497C1 (de) | Geschoss fuer eine Panzerabwehrwaffe zur Bekaempfung eines Panzers von oben | |
KR101244490B1 (ko) | 제트베인 분리식 발사체의 방향 조종 장치 | |
US3850387A (en) | Deflection device for rocket motor propelled projectiles | |
RU2166727C1 (ru) | Способ управления вращающимся снарядом и управляемый снаряд | |
KR101050734B1 (ko) | 카나드 조립체 및 이를 구비하는 비행체 | |
RU2814640C1 (ru) | Реактивный снаряд | |
RU2814708C1 (ru) | Головная часть вращающегося реактивного снаряда | |
US11754378B1 (en) | Deployable flap for high-G maneuvers | |
RU2177601C1 (ru) | Управляемый артиллерийский снаряд | |
DE3437307C1 (de) | Munition | |
JPH02161298A (ja) | 誘導飛しよう体 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
BV | The patent application has lapsed |