RU2146353C1 - Device controlling high-maneuverability rocket - Google Patents

Device controlling high-maneuverability rocket Download PDF

Info

Publication number
RU2146353C1
RU2146353C1 RU98120585A RU98120585A RU2146353C1 RU 2146353 C1 RU2146353 C1 RU 2146353C1 RU 98120585 A RU98120585 A RU 98120585A RU 98120585 A RU98120585 A RU 98120585A RU 2146353 C1 RU2146353 C1 RU 2146353C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rocket
vector
miss
corrective
longitudinal axis
Prior art date
Application number
RU98120585A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
И.И. Архангельский
Е.Г. Болотов
В.Я. Мизрохи
В.Г. Светлов
Original Assignee
Машиностроительное конструкторское бюро "ФАКЕЛ" им.акад.П.Д.Грушина
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Машиностроительное конструкторское бюро "ФАКЕЛ" им.акад.П.Д.Грушина filed Critical Машиностроительное конструкторское бюро "ФАКЕЛ" им.акад.П.Д.Грушина
Priority to RU98120585A priority Critical patent/RU2146353C1/en
Priority to PCT/RU1999/000383 priority patent/WO2000029805A1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2146353C1 publication Critical patent/RU2146353C1/en

Links

Images

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)
  • Nitrogen And Oxygen Or Sulfur-Condensed Heterocyclic Ring Systems (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

FIELD: rocket engineering. SUBSTANCE: invention is specifically related to guided rockets launched on to targets which homing heads needed intensive maneuvering for interception over high-precision direction finding section directly before point of impact. Given invention involves measurement of angular velocity of sighting line over section of direction finding of target by homing head to specify correcting force, action with correcting force in direction perpendicular to longitudinal axis of missile approaching target. Phase misalignment between vector of miss and vector of correcting force is measured in process of action and additional correcting force is formed to diminish orthogonal component of miss. In particular case technical result is achieved by continuous turn of vector of correcting force in process of its action for alignment with vector of miss relative to longitudinal axis of rocket. EFFECT: increased guidance precision. 2 cl, 9 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к управляемым ракетам, содержащим головку самонаведения, выпущенным по целям, требующим для перехвата интенсивного маневрирования на конечном участке самонаведения. The invention relates to rocket technology, and more particularly to guided missiles containing a homing head, fired for targets requiring intensive maneuvering in the final homing section to intercept.

При перехвате целей, обладающих малой отражающей поверхностью, высокой скоростью полета, высокой маневренностью, способностью приближаться к обороняемому объекту по крутым пикирующим или предельно низким траекториям, головка самонаведения обнаруживает и начинает вырабатывать необходимую для управления ракетой информацию за ограниченное время до точки встречи, например за 1-2 с. Часть временного интервала тратится на подготовку необходимой для управления информации, так что на отработку промаха, накопившегося на предшествующем менее точном участке полета, остается очень короткая по времени конечная фаза участка самонаведения, например 0,5-1 с. When intercepting targets with a small reflecting surface, high flight speed, high maneuverability, and the ability to approach a defended object along steep diving or extremely low trajectories, the homing head detects and begins to generate information necessary for controlling the missile for a limited time to the meeting point, for example, 1 -2 sec Part of the time interval is spent on the preparation of the information necessary for managing the information, so that the final phase of the homing section, for example, 0.5-1 s, remains very short in time to work out the miss accumulated in the previous less accurate flight section.

В этих условиях решающее значение для отработки промаха и прямого попадания в цель или сведения промаха к допустимому значению имеет способность ракеты создавать для воздействия на траекторию корректирующее усилие (перегрузку) большого уровня за минимальное время, управлять его ориентацией по фазе и длительностью воздействия. Under these conditions, the ability of a rocket to create a corrective force (overload) of a large level in a minimum time, to control its phase orientation and duration of exposure, is crucial for fulfilling a miss and directly hitting a target or reducing a miss to an acceptable value.

Известны устройства для управления ракетой, содержащие рулевые поверхности, соединенные линией связи с блоком управления и отклоняемые по сигналам, вырабатываемым в блоке управления. Known devices for controlling a rocket containing steering surfaces connected by a communication line to a control unit and rejected by signals generated in the control unit.

Известны устройства для управления ракетой, которые содержат газогенератор с газораспределителями, сопла которых вынесены относительно центра масс ракеты для создания управляющего момента, поворот газораспределителей осуществляется приводами по сигналам, поступающим из блока управления, а расход газа через сопла и соответствующие расходу управляющая сила и реактивный управляющий момент пропорциональны углу поворота газораспределителя. Known devices for controlling a rocket that contain a gas generator with gas distributors whose nozzles are spaced relative to the center of mass of the rocket to create a control moment, the gas distributors are rotated by actuators according to signals received from the control unit, and the gas flow through the nozzles and the control force and reactive control moment corresponding to the flow proportional to the angle of rotation of the valve.

Известны устройства для управления ракетой, которые содержат систему отдельных ракетных двигателей, вынесенных относительно центра масс, сопла которых ориентированы перпендикулярно продольной оси ракеты для создания управляющего момента и быстрого вывода ракеты на угол атаки. Known devices for controlling a rocket, which contain a system of individual rocket engines, made relative to the center of mass, the nozzles of which are oriented perpendicular to the longitudinal axis of the rocket to create a control moment and quickly bring the rocket to the angle of attack.

Эти устройства ограничены по возможности эффективно корректировать траекторию запаздыванием в создании аэродинамических сил из-за длительности разворота корпуса ракеты на угол атаки с помощью рулевых поверхностей, а в случае управления поворотом ракеты с помощью реактивной струи - падением аэродинамической перегрузки с увеличением высоты полета и уменьшением скорости ракеты при увеличении дальности стрельбы. These devices are limited, wherever possible, to effectively correct the trajectory by a delay in the creation of aerodynamic forces due to the duration of the rotation of the rocket body to the angle of attack using the steering surfaces, and in the case of controlling the rotation of the rocket using a jet stream, the fall of aerodynamic overload with increasing flight altitude and decreasing rocket speed with increasing firing range.

Известны устройства для создания перегрузки, которые содержат ракетные двигатели, расположенные радиально по корпусу ракеты вблизи ее центра масс, при этом каждый отдельный микродвигатель снабжен отдельным воспламенителем, соединенным линией связи с блоком управления. Блок управления вырабатывает сигналы, поступающие на зажигание воспламенителей выбранных для включения двигателей. Known devices for creating overload, which contain rocket engines located radially along the rocket body near its center of mass, with each individual micromotor equipped with a separate ignitor connected by a communication line to the control unit. The control unit generates signals for ignition of the igniters selected to turn on the engines.

Данные устройства позволяют осуществить точное наведение и прямое попадание в цель путем корректирующих воздействий отдельными импульсами (или серией отдельных импульсов). Каждый отдельный импульс создается отдельным ракетным микродвигателем, вырабатывающим за время работы весь свой суммарный импульс силы. Однако величины тяги и импульса силы, создаваемые отдельным микродвигателем, ограничены его массой и габаритами, что позволяет применять эти устройства только для малогабаритных ракет массой около 10-20 кг. These devices allow accurate guidance and direct hit on the target by corrective actions of individual pulses (or a series of individual pulses). Each individual impulse is created by a separate rocket micromotor that generates its entire total momentum of force during operation. However, the thrust and momentum of the force created by a separate micromotor are limited by its mass and dimensions, which allows the use of these devices only for small-sized missiles weighing about 10-20 kg.

Для наиболее распространенного класса управляемых ракет, имеющих боевую ступень массой от нескольких десятков до нескольких сотен килограмм, создание перед точкой встречи требуемого для точного наведения режима сверхманевренности с перегрузкой 15-30 единиц и быстродействием 0,02-0,03 с, реализуемого с помощью двигателя поперечного управления, имеющего по меньшей мере один общий газогенератор и множество радиально расположенных сопел, закрытых заглушками, часть из которых открывается для создания корректирующего усилия. For the most widespread class of guided missiles having a warhead weighing from several tens to several hundred kilograms, the creation of a supermaneuverability regime required for precise guidance of the maneuverability with an overload of 15-30 units and a speed of 0.02-0.03 s, realized with the help of an engine lateral control having at least one common gas generator and a plurality of radially arranged nozzles, closed by plugs, some of which are opened to create a corrective force.

Устройство подобного типа, предназначенное для создания корректирующего усилия (именуемое в дальнейшем двигателем поперечного управления), позволяет при одинаковом информационном обеспечении обнулить по крайней мере в два раза больший промах, чем устройство, содержащее отдельные ракетные микродвигатели. Это обеспечивает в свою очередь более высокую точность и эффективность поражения цели на большой высоте и дальности. A device of this type, designed to create a corrective force (hereinafter referred to as the lateral control engine), allows, with the same information support, to zero out at least twice as much a miss as a device containing individual rocket micromotors. This, in turn, provides higher accuracy and efficiency of hitting a target at high altitude and range.

Известно устройство для управления снарядом, содержащее кольцевой двигатель поперечного управления с общим газогенератором, имеющим радиальные сопла, закрытые заглушками. Кольцевой двигатель поперечного управления установлен на подшипнике и связан с гироскопом, измеряющим угол крена снаряда для стабилизации кольцевого двигателя при покачиваниях снаряда по крену (заявка Франции N 8023087 F 42 В 15/02, 1980 г). A device for controlling a projectile is known, comprising a transverse control ring engine with a common gas generator having radial nozzles closed by plugs. The transverse control ring motor is mounted on a bearing and connected to a gyroscope measuring the angle of the projectile roll to stabilize the ring motor during rocking of the projectile (French application N 8023087 F 42 V 15/02, 1980).

Недостатками этого устройства являются назначение величины и фазы корректирующего усилия по измеренным до пуска ракеты угловой скорости линии визирования, скорости цели и априорной скорости ракеты, которые не соответствуют реализуемым при подлете к цели из-за разнесения по времени моментов пуска и точки встречи, отсутствие обнуления корректирующего усилия при обнулении промаха, поддержание заданной при пуске фазы корректирующего усилия (угла крена двигателя внешнего корректирования), не соответствующей изменяющейся фазе промаха, и отсутствие возможности коррекции фазы корректирующего усилия. The disadvantages of this device are the designation of the magnitude and phase of the corrective effort according to the angular velocity of the line of sight measured before launch, the speed of the target and the a priori speed of the rocket, which do not correspond to those realized when approaching the target due to the separation in time of launch times and meeting points, the absence of zeroing of the corrective efforts at zeroing the slip, maintaining the correcting force set at the start of the phase (the angle of the engine roll of the external correction) that does not correspond to the changing slip phase, and about lack of the ability to correct the phase of the corrective effort.

Наиболее близким к изобретению является "Устройство для управления ракетой" по заявке PCT/RU93/00055 (WO 94/00731) кл. F 42 В 15/01, содержащее головку самонаведения, соединенную линией связи с блоком управления, маршевый двигатель, двигатель поперечного управления с общим газогенератором и радиальными соплами, закрытыми заглушками, расположенными в радиальных плоскостях, перпендикулярных продольной оси снаряда, при этом каждому соплу газогенератора соответствует противоположное симметрично расположенное реверсивное сопло, аэродинамические рули-элероны, установленные в носовой части ракеты, аэродинамические поверхности, установленные в хвостовой части ракеты. Closest to the invention is a "Device for controlling a rocket" according to the application PCT / RU93 / 00055 (WO 94/00731) class. F 42 B 15/01, containing a homing head connected by a communication line to the control unit, a marching engine, a transverse control engine with a common gas generator and radial nozzles, closed with plugs located in radial planes perpendicular to the longitudinal axis of the projectile, with each nozzle of the gas generator corresponding opposite symmetrically located reversing nozzle, aerodynamic rudders-ailerons installed in the bow of the rocket, aerodynamic surfaces installed in the tail section and rockets.

В указанном устройстве для ликвидации рассогласования по фазе промаха рули-элероны связаны с блоком управления, а угол отклонения рулей-элеронов соответствует управляющему моменту, требуемому для разворота ракеты по крену для ликвидации рассогласования по фазе промаха. In the specified device to eliminate the mismatch in the slip phase, the ailerons are connected to the control unit, and the angle of deviation of the ailerons corresponds to the control moment required for the rocket to roll along the bank to eliminate the mismatch in the slip phase.

Недостатком данного устройства является то, что при наличии к моменту включения корректирующего усилия неизбежных начальных рассогласований по фазе между вектором промаха и направлением корректирующего усилия, вызванных ошибками измерений и ограниченностью интервала наблюдений цели головкой самонаведения, после включения корректирующего усилия происходит изменение фазы отрабатываемого промаха с возрастающей скоростью. Разворот ракеты по крену не успевает компенсировать изменение фазы, что приводит к появлению нескомпенсированного промаха в плоскости, перпендикулярной вектору корректирующего усилия (ортогональной составляющей промаха), ухудшению точности наведения и снижению эффективности поражения цели. The disadvantage of this device is that if there is an inevitable initial mismatch in phase between the slip vector and the direction of the correction force due to measurement errors and the limited observation interval of the target by the homing head, at the time the corrective effort is turned on, after the corrective effort is switched on, the phase of the fulfilled miss changes with increasing speed . The rocket’s roll over does not have time to compensate for the phase change, which leads to the appearance of an uncompensated miss in the plane perpendicular to the vector of the corrective effort (the orthogonal component of the miss), deterioration of the accuracy of the targeting and decrease in the effectiveness of target destruction.

Целью настоящего изобретения является увеличение точности наведения ракеты путем компенсации рассогласования по фазе, возникающего после включения корректирующего усилия. The aim of the present invention is to increase the accuracy of the guidance of the rocket by compensating for the phase mismatch that occurs after the inclusion of corrective forces.

Для достижения цели высокоманевренная ракета 1 (фиг. 1) согласно изобретению содержит головку самонаведения 2, рулевые приводы 3, отклоняющие рули-элероны 4, блок управления 5, боевую часть 6, двигатель поперечного управления 7, создающий корректирующее усилие для воздействия на траекторию, маршевый двигатель 14, аэродинамические поверхности (крылья) 15. To achieve the goal, a highly maneuverable rocket 1 (Fig. 1) according to the invention comprises a homing head 2, steering gears 3, deflecting ailerons 4, a control unit 5, a warhead 6, a transverse control engine 7, which creates a corrective force to influence the trajectory, marching engine 14, aerodynamic surfaces (wings) 15.

Двигатель поперечного управления 7 представляет собой (фиг. 2) генератор газа с общей камерой, пороховыми зарядами 8, радиальными соплами 9, 10, расположенными по периметру ракеты вблизи ее центра масс, закрытыми заглушками 11, к каждой заглушке подведен индивидуальный пиропатрон 12, соединенный электрической линией 13 с блоком управления 5. Результат достигается тем, что вблизи центра масс установлен двигатель поперечного управления 7 с общим газогенератором и радиально расположенными соплами 9, 10, аэродинамические рули-элероны 4 установлены в носовой части ракеты впереди истекающей струи двигателя поперечного управления вне зоны ее действия, а аэродинамические поверхности 15 установлены в хвостовой части ракеты и крепятся к внешнему кольцу подшипника 16, а внутреннее кольцо подшипника 17 закреплено на газоводе маршевого двигателя 14. Тем самым обеспечивается свободное вращение крыльевого блока, состоящего из плоскостей крыльев 15, скрепленных с внешним кольцом подшипника 16 относительно продольной оси ракеты, и исключается действие момента по крену, возникающего вследствие распространения области пониженного давления за истекающей реактивной струей двигателя поперечного управления на попадающую в эту область консоль крыла. Исключение воздействия на ракету дестабилизирующих моментов по крену, на порядок превосходящих создаваемые рулями управляющие моменты по крену, предотвращает неуправляемое произвольное вращение ракеты по крену и обеспечивает стабилизацию угла крена ракеты с помощью передних рулей-элеронов, что в свою очередь создает возможность управления ориентацией фазы вектора корректирующего усилия для совмещения его с изменяющейся фазой вектора промаха. The transverse control engine 7 is (Fig. 2) a gas generator with a common chamber, powder charges 8, radial nozzles 9, 10 located around the perimeter of the rocket near its center of mass, closed with plugs 11, an individual igniter 12 connected to each plug line 13 with a control unit 5. The result is achieved by the fact that near the center of mass a transverse control engine 7 is installed with a common gas generator and radially located nozzles 9, 10, aerodynamic ailerons 4 are installed in the axial part of the rocket in front of the flowing jet of the transverse control engine is outside the zone of its action, and the aerodynamic surfaces 15 are installed in the rear part of the rocket and are attached to the outer ring of the bearing 16, and the inner ring of the bearing 17 is fixed to the gas duct of the main engine 14. This ensures free rotation of the wing block , consisting of the planes of the wings 15, fastened to the outer ring of the bearing 16 relative to the longitudinal axis of the rocket, and the action of the moment along the roll resulting from the distribution the extension of the reduced pressure region behind the flowing jet of the transverse control engine onto the wing console falling into this region. The exclusion of impact on the rocket of destabilizing moments along the roll, which is an order of magnitude higher than the control moments created by the rudders on the roll, prevents uncontrolled arbitrary rotation of the rocket along the roll and ensures stabilization of the angle of heel of the rocket using the front rudders-ailerons, which in turn makes it possible to control the phase orientation of the vector of correction efforts to combine it with the changing phase of the slip vector.

В первом частном случае конкретного выполнения результат достигается тем, что радиальный угол между соседними соплами двигателя поперечного управления, умноженный на целое число, составляет 90o, что обеспечивает каждому соплу наличие ортогонального сопла, а устройство выполнено с возможностью измерения угловой скорости линии визирования головкой самонаведения, определения блоком управления фазы корректирующего усилия и сопел, предназначенных для вскрытия, соответствующих фазе корректирующего усилия, подачи сигналов из блока управления на пиропатроны заглушек сопел, предназначенных для вскрытия, измерения блоком управления, после включения корректирующего усилия, рассогласования по фазе между вектором промаха и вектором корректирующего усилия и включения дополнительного корректирующего усилия в ортогональном первоначальному корректирующему воздействию направлении путем подачи из блока управления сигналов на пиропатроны заглушек, выбранных блоком управления ортогональных сопел, при превышении модулем рассогласования установленной величины (порога) порядка 20-45o. Устройство выполнено с возможностью прекращения корректирующего воздействия при обнулении суммарного промаха или при его снижении ниже установленного уровня, или при превышении модулем рассогласования по фазе установленного порога, например 90o, путем подачи от блока управления сигналов на пиропатроны заглушек сопел, противоположных вскрытым (реверсивных). При этом за счет скрепления аэродинамических поверхностей с внешним кольцом подшипника и закрепления внутреннего кольца подшипника на газоводе маршевого двигателя исключено воздействие на ракету дестабилизирующих моментов по крену, создаваемых на аэродинамических поверхностях областью пониженного давления за истекающей реактивной струей двигателя поперечного управления.In the first particular case of a particular implementation, the result is achieved in that the radial angle between adjacent nozzles of the transverse control engine, multiplied by an integer, is 90 ° , which provides each nozzle with an orthogonal nozzle, and the device is configured to measure the angular velocity of the line of sight by the homing head, determining by the control unit the phase of the corrective force and nozzles intended for opening, corresponding to the phase of the corrective force, supplying signals from the control unit the nozzle plugs intended for opening, measuring by the control unit after switching on the corrective force, phase mismatch between the slip vector and the correcting force vector and switching on the additional corrective force in the direction orthogonal to the initial corrective action by sending signals from the control unit to the igniter nozzles, orthogonal nozzles selected by the control unit, when the mismatch module exceeds the set value (threshold) of the order 20-45 o. The device is capable of terminating the corrective action when the total error is zeroed or when it falls below the set level, or when the phase mismatch of the set threshold is exceeded, for example 90 o , by supplying from the control unit signals to the squibs of the nozzle caps that are opposite to open (reversible). Moreover, due to the bonding of aerodynamic surfaces with the outer bearing ring and fixing of the inner bearing ring to the gas engine of the main engine, the rocket is prevented from destabilizing roll moments created on the aerodynamic surfaces by the reduced pressure region behind the outgoing jet of the transverse control engine.

Во втором частном случае конкретного выполнения результат достигается установкой двигателя поперечного управления, выполненного в виде отдельного отсека ракеты, на подшипниках, допускающих его поворот относительно продольной оси ракеты. Отсек соединен кронштейном с приводом, а привод выполнен с возможностью совмещения фазы вектора корректирующего усилия с изменяющейся фазой промаха путем непрерывного разворота двигателя поперечного управления относительно его продольной оси по сигналам, поступающим из блока управления ракетой. In the second particular case of a specific implementation, the result is achieved by installing a transverse control engine, made in the form of a separate rocket compartment, on bearings that allow it to rotate relative to the longitudinal axis of the rocket. The compartment is connected by an arm to the drive, and the drive is adapted to combine the phase of the vector of the corrective force with the changing slip phase by continuously turning the transverse control engine relative to its longitudinal axis according to signals from the rocket control unit.

Изобретением предусмотрены два возможных варианта первого частного случая конкретного выполнения устройства управления ракетой. The invention provides two possible options for the first particular case of a specific implementation of the missile control device.

По первому варианту первого частного случая конкретного выполнения изобретения устройство управления ракетой содержит головку самонаведения, блок управления, аэродинамические рули с рулевыми приводами, двигатель поперечного управления в виде единого газогенератора с радиально расположенными вблизи центра масс соплами, закрытыми заглушками, отличающееся тем, что радиальный угол между соседними соплами, умноженный на целое число, составляет 90o (например 7,5o или 15o). Благодаря этому гарантируется в момент второго включения вскрытие сопла, создающего корректирующее усилие, ортогональное к первоначальному.According to the first embodiment of the first particular case of a particular embodiment of the invention, the missile control device comprises a homing head, a control unit, aerodynamic rudders with steering gears, a transverse control engine in the form of a single gas generator with nozzles radially located near the center of mass, closed by plugs, characterized in that the radial angle between adjacent nozzles, multiplied by an integer, is 90 o (for example 7.5 o or 15 o ). Due to this, at the moment of the second start-up, the opening of the nozzle, which creates a corrective force, orthogonal to the initial one, is guaranteed.

Первый вариант первого частного случая конкретного выполнения изобретения иллюстрируется рисунками, приведенными на фиг. 3-6. The first embodiment of the first particular case of a particular embodiment of the invention is illustrated by the drawings shown in FIG. 3-6.

На фиг. 3 представлено изменение по времени ортогональной составляющей промаха в случае однократного включения двигателя поперечного управления (кривая 1) и при первом варианте первого частного случая реализации способа управления, предлагаемого в изобретении (кривая 2). In FIG. 3 shows the time variation of the orthogonal miss component in the case of a single start of the transverse control engine (curve 1) and in the first embodiment of the first particular case of the control method proposed in the invention (curve 2).

На фиг. 4 представлено радиальное сечение ракеты с вскрытым в момент t2 соплом 9, показано направление вектора промаха h, направление вектора корректирующего усилия при первом включении R1 и радиальный угол между соседними соплами φc.
На фиг. 5 представлено радиальное сечение ракеты с вскрытым в момент t3 ортогональным соплом 10, показано для этого момента времени направление вектора промаха h, направления вектора корректирующего усилия R1 от сопла 9, вектора корректирующего усилия R2 от ортогонального сопла 10 и рассогласование по фазе Δφ2 между направлением вектора корректирующего усилия при первом включении и направлении вектора промаха в момент t3.In FIG. 4 shows the radial section of the rocket with the nozzle 9 opened at time t 2 , the direction of the slip vector h, the direction of the vector of the correcting force at the first inclusion of R 1 and the radial angle between adjacent nozzles φ c are shown.
In FIG. 5 shows the radial section of the rocket with the orthogonal nozzle 10 opened at time t 3 , the direction of the slip vector h, the direction of the vector of the correction force R 1 from the nozzle 9, the vector of the correction force R 2 from the orthogonal nozzle 10 and the phase difference Δφ 2 are shown between the direction of the vector of the corrective force at the first inclusion and the direction of the miss vector at time t 3 .

На фиг. 6 представлено радиальное сечение ракеты в момент обнуления корректирующего усилия с вскрытыми реверсивными соплами 9' и 10'. In FIG. 6 shows the radial section of the rocket at the time of zeroing the corrective force with the opened reversing nozzles 9 'and 10'.

При сближении ракеты с целью на дистанцию обнаружения цели головкой самонаведения происходит захват цели головкой самонаведения. На начальном участке самонаведения, по длительности составляющем обычно около половины общей длительности самонаведения (например 0,5-1 с при общей длительности соответственно 1-2 с), недостаточно точные измерения угловой скорости линии визирования не позволяют определить величину и направление промаха. При сближении с целью точность измерений увеличивается и за время 0,5-1 с до встречи в блоке управления ракетой 5 с достаточной точностью определяются оценки величины и фазы промаха. В момент достижения величиной промаха заданного порогового уровня t2 производится зажигание двигателя поперечного управления.When a missile approaches with a target at a target detection distance, the homing head captures the target with the homing head. In the initial homing section, which usually amounts to about half the total homing duration (for example, 0.5-1 s with a total duration of 1-2 s, respectively), insufficiently accurate measurements of the angular velocity of the line of sight do not allow determining the magnitude and direction of the miss. When approaching for the purpose, the measurement accuracy increases and during the time of 0.5-1 s before meeting in the missile control unit 5, estimates of the magnitude and phase of the miss are determined with sufficient accuracy. When the miss value reaches the predetermined threshold level t 2 , the transverse control engine is ignited.

Двигатель поперечного управления представляет собой по меньшей мере один газогенератор твердого топлива с радиально расположенными соплами, закрытыми заглушками. В момент t2 вскрывается сопло (или несколько сопел) 9, создающее корректирующее усилие R1 в направлении, ближайшем к направлению промаха (фиг. 4). В действительности оценка фазы промаха отличается от истинной фазы за счет ошибок измерения угловой скорости линии визирования головкой самонаведения и ограниченности интервала измерений. Из-за этих причин и дискретности расположения сопел возникает угловое рассогласование между направлением вектора промаха h и направлением вектора корректирующего усилия R1, которое приводит к появлению составляющей промаха в направлении, перпендикулярном промаху в момент первого включения (ортогональной составляющей).The transverse control engine is at least one solid fuel gas generator with radially arranged nozzles, closed by plugs. At time t 2, the nozzle (or several nozzles) 9 opens, creating a corrective force R 1 in the direction closest to the slip direction (Fig. 4). In fact, the estimation of the miss phase differs from the true phase due to errors in measuring the angular velocity of the line of sight by the homing head and the limited measurement interval. Due to these reasons and the discreteness of the nozzle arrangement, an angular mismatch occurs between the direction of the slip vector h and the direction of the correction force vector R 1 , which leads to the appearance of a slip component in the direction perpendicular to the slip at the time of the first inclusion (orthogonal component).

При сближении с целью под воздействием корректирующего усилия происходит уменьшение первоначальной составляющей промаха и увеличение ортогональной составляющей (см. фиг. 3), что вызывает резкое возрастание фазового рассогласования между вектором корректирующего усилия R1 и вектором промаха h. В прототипе при однократном включении корректирующего усилия увеличение ортогональной составляющей промаха не компенсируется, что приводит к пролету ракеты мимо цели.When approaching the target under the influence of the corrective force, the initial miss component decreases and the orthogonal component increases (see Fig. 3), which causes a sharp increase in phase mismatch between the correction force vector R 1 and the slip vector h. In the prototype, when the corrective effort is turned on once, the increase in the orthogonal component of the miss is not compensated, which leads to the missile flying past the target.

Преимущество данного устройства состоит в том, что радиальный угол между соседними соплами, умноженный на целое число, составляет 90o, что обеспечивает выбор и вскрытие ортогонального сопла (сопел) 10 в момент второго включения t3, когда рассогласование по фазе между текущим направлением промаха и направлением в момент первого включения превысит установленный порог Δφ2 (см. фиг. 5), и создании ортогональной составляющей корректирующего усилия R2, направленной на уменьшение ортогональной составляющей промаха (см. фиг. 3, кривая 2) и увеличение точности наведения.The advantage of this device is that the radial angle between adjacent nozzles, multiplied by an integer, is 90 o , which ensures the selection and opening of the orthogonal nozzle (s) 10 at the time of the second turn on t 3 when the phase mismatch between the current miss direction and direction at the time of the first turn-on will exceed the set threshold Δφ 2 (see Fig. 5), and the creation of the orthogonal component of the correction force R 2 , aimed at reducing the orthogonal component of the miss (see Fig. 3, curve 2) and increase pointing accuracy.

Под воздействием двух составляющих корректирующего усилия R1 и R2 происходит обнуление промаха или его уменьшение до значения, ниже установленного порога. В момент t4 (см. фиг. 6), когда выполнится одно из следующих условий: уменьшение промаха ниже заданного порога, что равнозначно уменьшению модуля угловой скорости ниже заданного порога, или превышение фазового рассогласования между вектором промаха и суммарным вектором корректирующего усилия заданного порога, производят вскрытие реверсивных сопел 9' и 10', в тот же момент исчезает корректирующее усилие, нормальное к продольной оси ракеты, и прекращается его воздействие на траекторию. Последний участок полета ракеты (t4, t5, фиг. 3) представляет полет ракеты с обнуленным корректирующим усилием по траектории, обеспечивающей в большинстве случаев попадание ракеты непосредственно в цель или с минимально допустимым промахом в пределах радиуса действия боевой части 6.Under the influence of the two components of the corrective forces R 1 and R 2 , the slip is zeroed or reduced to a value below the set threshold. At time t 4 (see Fig. 6), when one of the following conditions is satisfied: a decrease in miss below a predetermined threshold, which is equivalent to a decrease in the angular velocity modulus below a predetermined threshold, or an excess of phase mismatch between the miss vector and the total correction force vector of a given threshold, open the reversible nozzles 9 'and 10', at the same moment the corrective force normal to the longitudinal axis of the rocket disappears, and its effect on the trajectory ceases. The last section of the missile flight (t 4 , t 5 , Fig. 3) is a missile flight with a corrected zero force along the trajectory, which in most cases ensures that the missile hits the target directly or with a minimum permissible miss within the radius of the warhead 6.

На фиг. 7 представлен двигатель поперечного управления, соответствующий второму варианту первого частного случая конкретного выполнения изобретения. В состав двигателя поперечного управления в таком варианте входят первый газогенератор с корпусом 18, пороховыми зарядами 19, камерой сгорания 20, газоводом 21 и радиальными соплами 26 и второй газогенератор с корпусом 22, камерой сгорания 23, пороховыми зарядами 24 и радиальными соплами 25. Угол между соседними радиальными соплами каждого газогенератора выбран по тому же правилу, что и в первом варианте первого частного случая конкретного выполнения изобретения, исходя из которого его величина, умноженная на целое число, составляет 90o. Применение газовода для первого газогенератора обеспечивает размещение радиальных сопел первого газогенератора рядом с соплами второго газогенератора вблизи центра масс ракеты, что снижает величину опрокидывающего момента, действующего на ракету при включении корректирующего усилия. По второму варианту первого частного случая принцип создания корректирующих усилий аналогичен вышерассмотренному. Различия заключаются в том, что автономность газогенераторов исключает падение давления в камере сгорания и снижение корректирующего усилия при втором включении, что имеет место при одной камере сгорания в первом варианте первого частного случая. Дополнительным преимуществом в этом варианте является возможность варьировать время второго включения от совмещения моментов включения двух газогенераторов, что позволяет увеличить в два раза величину корректирующего усилия или обеспечить его равенство усилию в первом варианте при близости массогабаритных параметров конструкции, до создания паузы между включениями исходя из анализа текущего значения величины и фазы промаха и оставшегося времени полета до точки встречи для компенсации маневра цели и обеспечения минимального промаха и наибольшей вероятности поражения цели.In FIG. 7 shows a lateral control engine according to a second embodiment of a first particular case of a particular embodiment of the invention. The lateral control engine in this embodiment includes a first gas generator with a housing 18, powder charges 19, a combustion chamber 20, a gas duct 21 and radial nozzles 26, and a second gas generator with a housing 22, a combustion chamber 23, powder charges 24 and radial nozzles 25. The angle between adjacent radial nozzles of each gas generator is selected according to the same rule as in the first embodiment of the first particular case of a particular embodiment of the invention, based on which its value multiplied by an integer is 90 o . The use of a gas duct for the first gas generator ensures the placement of the radial nozzles of the first gas generator near the nozzles of the second gas generator near the center of mass of the rocket, which reduces the value of the overturning moment acting on the rocket when the corrective force is turned on. According to the second version of the first particular case, the principle of creating corrective efforts is similar to that discussed above. The differences lie in the fact that the autonomy of the gas generators eliminates the pressure drop in the combustion chamber and the reduction of the corrective force during the second start-up, which occurs with a single combustion chamber in the first embodiment of the first particular case. An additional advantage in this option is the ability to vary the time of the second start-up from combining the moments of turning on the two gas generators, which allows you to double the magnitude of the corrective force or ensure that it is equal to the force in the first embodiment when the weight and size parameters of the structure are close, to create a pause between inclusions based on the analysis of the current the magnitude and phase of the miss and the remaining flight time to the meeting point to compensate for the maneuver of the target and ensure a minimum miss but also the highest probability of hitting the target.

По второму частному случаю выполнения устройство управления, реализующее непрерывное совмещение фазы вектора корректирующего усилия с изменяющейся фазой вектора промаха, включает (фиг. 8, 9) двигатель поперечного управления 7 с радиальными соплами 9, продольная ось которого 27 совпадает с продольной осью ракеты и установлена в подшипниках 28, а ракета 1 включает головку самонаведения 2, расположенные в носовой части рули 4 с рулевыми приводами 3, боевую часть 6, блок управления 5, соединенный линией связи 29 с приводом 30, который с помощью кронштейна 31 соединяется с осью двигателя поперечного управления и поворачивает его в подшипниках относительно продольной оси ракеты, маршевый двигатель 14, неотклоняющиеся аэродинамические поверхности 15, укрепленные на наружном кольце 16 подшипника, внутреннее кольцо которого 17 крепится к газоводу двигателя 14. In the second special case of execution, the control device that implements the continuous combination of the phase of the vector of the corrective force with the changing phase of the slip vector includes (Fig. 8, 9) a transverse control engine 7 with radial nozzles 9, the longitudinal axis of which 27 coincides with the longitudinal axis of the rocket and is installed in bearings 28, and the rocket 1 includes a homing head 2 located in the nose of the steering wheel 4 with steering gears 3, the warhead 6, the control unit 5, connected by a communication line 29 to the drive 30, which using a bracket 31 is connected to the transverse axis of the control motor and turns it in bearings relative to the longitudinal axis of the rocket, boosters 14, neotklonyayuschiesya airfoils 15 reinforced on the outer ring of the bearing 16, the inner ring 17 which is fastened to the engine 14 gazovodu.

Двигатель поперечного управления по второму частному случаю исполнения выполнен с возможностью начала разворота до вскрытия сопел и включения корректирующего усилия, по мере определения фазы промаха, но в отличие от устройства управления в аналоге, выполненного с возможностью поддержания с помощью гироскопа постоянной фазы корректирующего усилия, установленной при пуске снаряда, и непозволяющего слежения за непрерывно изменяющейся фазой промаха и ликвидацию непрерывно возрастающего рассогласования между фазой вектора промаха и фазой вектора корректирующего усилия, в данном конкретном выполнении устройство выполнено с возможностью непрерывного разворота двигателя поперечного управления 7, совмещения оси вскрытого сопла (сопел) 9 с направлением промаха и вскрытия реверсивных сопел 9' при обнулении промаха или уменьшении его меньше допустимой величины или вследствие резкого возрастания фазы промаха в непосредственной близости от точки встречи при превышении модулем рассогласования между фазой промаха и фазой корректирующего усилия установленного порога (например 90o).The transverse control engine for the second special case of execution is made with the possibility of starting a turn before opening the nozzles and turning on the corrective force as the slip phase is determined, but unlike the control device in the analogue, made with the help of a gyroscope the constant phase of the corrective force established when the launch of the projectile, and not allowing tracking of the continuously changing miss phase and the elimination of the continuously increasing mismatch between the phase of the miss vector and of the correcting force vector, in this particular embodiment, the device is capable of continuously turning the transverse control engine 7, aligning the axis of the opened nozzle (s) 9 with the slip direction and opening the reversing nozzles 9 'when the slip is zero or decreases less than the permissible value or due to a sharp increase miss phases in the immediate vicinity of the meeting point when the module exceeds the mismatch between the miss phase and the phase of the corrective effort of the set threshold (for example EP 90 o ).

Резюмируя изложенное, следует отметить, что изобретение в наилучшем примере своего воплощения позволяет обеспечить перехват скоростных, энергично маневрирующих высотных и низколетящих целей в типовых для таких целей условиях крайне ограниченного интервала появления точной информации непосредственно за 1-2 с до точки встречи путем реализации ракетой режима сверхманевренности с помощью реактивного двигателя поперечного управления, создающего значительное корректирующее усилие, регулируемое по фазе и времени действия. В результате обеспечивается прямое попадание или уменьшение на порядок величины промаха. Summarizing the above, it should be noted that the invention in the best example of its embodiment allows for the interception of high-speed, energetically maneuvering high-altitude and low-flying targets under typical conditions for such an extremely limited interval of the appearance of accurate information directly 1-2 seconds to the meeting point by implementing a super-maneuverability mode by a rocket using a transverse control jet engine, which creates a significant corrective force, adjustable in phase and time of action. The result is a direct hit or decrease by an order of magnitude of the miss.

Claims (3)

1. Устройство для управления высокоманевренной ракетой, основанное на измерении при подлете к цели на участке пеленгации угловой скорости линии визирования, величины и фазы промаха для назначения корректирующего усилия, воздействии на ракету корректирующими усилиями вблизи центра масс в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, развороте вектора корректирующего усилия для ликвидации рассогласования по фазе между вектором промаха и вектором корректирующего усилия для уменьшения величины промаха и обнулении корректирующего усилия при обнулении промаха, или при его уменьшении ниже установленного уровня, или превышении рассогласованием по фазе установленной величины, содержащее головку самонаведения, блок управления, маршевый двигатель, двигатель поперечного управления с общим газогенератором и радиальными соплами, закрытыми заглушками, аэродинамические рули-элероны, установленные в носовой части ракеты вне зоны воздействия истекающей струи двигателя поперечного управления, аэродинамические поверхности, установленные в хвостовой части ракеты, причем головка самонаведения соединена с входом блока управления, отличающееся тем, что радиальный угол между соседними соплами двигателя поперечного управления, умноженный на целое число, составляет 90o, к каждой заглушке подведен пиропатрон, соединенный линией связи с выходом блока управления, а аэродинамические поверхности скреплены с внешним кольцом подшипника, внутреннее кольцо которого закреплено на газоводе маршевого двигателя.1. A device for controlling a highly maneuverable rocket, based on the measurement of the line of sight, magnitude and phase of the miss to determine the corrective force when approaching the target at the direction finding site, to apply the corrective forces to the rocket near the center of mass in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, and to turn the vector corrective efforts to eliminate phase mismatch between the miss vector and the vector of corrective efforts to reduce the magnitude of the miss and zero the corrective efforts when zeroing the slip, or when it decreases below the set level, or when the phase mismatch exceeds the set value, containing the homing head, control unit, main engine, transverse control engine with a common gas generator and radial nozzles, closed plugs, aerodynamic rudders-ailerons installed in the nose of the rocket outside the zone of influence of the flowing jet of the transverse control engine, aerodynamic surfaces installed in the tail of the rocket, and g The homing horn is connected to the input of the control unit, characterized in that the radial angle between adjacent nozzles of the transverse control engine, multiplied by an integer, is 90 o , a pyro cartridge is connected to each plug, connected by a communication line to the output of the control unit, and the aerodynamic surfaces are attached to the external bearing ring, the inner ring of which is fixed to the gas duct of the main engine. 2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что двигатель поперечного управления выполнен в виде отдельного отсека ракеты, продольная ось отсека установлена на подшипнике и выполнена с возможностью вращения отсека относительно продольной оси ракеты, отсек соединен кронштейном с приводом, а привод выполнен с возможностью разворота отсека по сигналам блока управления. 2. The device according to claim 1, characterized in that the transverse control engine is made in the form of a separate rocket compartment, the longitudinal axis of the compartment is mounted on a bearing and configured to rotate the compartment relative to the longitudinal axis of the rocket, the compartment is connected by an arm to the drive, and the drive is configured to turning the compartment according to the signals of the control unit. 3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что двигатель поперечного управления содержит, по меньшей мере, два автономных газогенератора, каждый газогенератор содержит радиальные сопла, размещенные вблизи центра масс ракеты и при необходимости соединенные с камерой сгорания газоводом. 3. The device according to claim 1, characterized in that the transverse control engine contains at least two autonomous gas generators, each gas generator contains radial nozzles located near the center of mass of the rocket and, if necessary, connected to the combustion chamber with a gas duct.
RU98120585A 1998-11-13 1998-11-13 Device controlling high-maneuverability rocket RU2146353C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU98120585A RU2146353C1 (en) 1998-11-13 1998-11-13 Device controlling high-maneuverability rocket
PCT/RU1999/000383 WO2000029805A1 (en) 1998-11-13 1999-10-15 Device for controlling a high-maneuverability missile

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU98120585A RU2146353C1 (en) 1998-11-13 1998-11-13 Device controlling high-maneuverability rocket

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2146353C1 true RU2146353C1 (en) 2000-03-10

Family

ID=20212291

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU98120585A RU2146353C1 (en) 1998-11-13 1998-11-13 Device controlling high-maneuverability rocket

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2146353C1 (en)
WO (1) WO2000029805A1 (en)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005026642A2 (en) * 2003-09-16 2005-03-24 Zakrytoe Aktsyonernoye Obshestvo Nauchno-Tekhnicheskyi Kompleks 'avtomatizatsiya I Mekhanizatsiya Tekhnologyi' Method and system for guiding a spinning projectile by means of a target return frequency laser emission
RU2526407C2 (en) * 2009-03-06 2014-08-20 Энститю Франко-Алльман Де Решерш Де Сен-Луи Rocker or jet projectile control device
RU2568967C1 (en) * 2014-10-22 2015-11-20 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") Device of missile stabilization
RU2667168C1 (en) * 2017-08-21 2018-09-17 Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" Method of correcting trajectory of extended range base bleed projectile and head electromechanical fuze with brake device
RU2742897C1 (en) * 2020-10-05 2021-02-11 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" Antiaircraft missile
RU2762168C1 (en) * 2020-10-19 2021-12-16 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации 9m100 anti-aircraft guided missile
RU2767645C1 (en) * 2020-10-19 2022-03-18 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Anti-aircraft guided missile 9m96

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2418008A (en) * 2004-09-13 2006-03-15 David Yomi-Alli Missile interceptor
CN103727928B (en) * 2014-01-13 2015-10-28 哈尔滨工业大学 The high brightness infrared light-emitting device used in a kind of rocket tube movement vision measuring method and the method
CN105605978B (en) * 2015-12-23 2017-05-24 中国船舶重工集团公司第七一〇研究所 Rocket-powered tail-end self-guided warhead testing system

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2674621B1 (en) * 1977-07-29 1994-08-26 Thomson Brandt PROJECTILE GUIDE.
DE3827590A1 (en) * 1988-08-13 1990-02-22 Messerschmitt Boelkow Blohm MISSILE
US5129604A (en) * 1989-07-17 1992-07-14 General Dynamics Corporation, Pomona Div. Lateral thrust assembly for missiles
DE4024264C2 (en) * 1990-07-31 1996-02-01 Daimler Benz Aerospace Ag Device for controlling a missile
RU2021577C1 (en) * 1992-06-30 1994-10-15 Машиностроительное Конструкторское Бюро "Факел" Method of missile controlling
DE4300761A1 (en) * 1993-01-14 1994-07-21 Erno Raumfahrttechnik Gmbh Control device

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005026642A2 (en) * 2003-09-16 2005-03-24 Zakrytoe Aktsyonernoye Obshestvo Nauchno-Tekhnicheskyi Kompleks 'avtomatizatsiya I Mekhanizatsiya Tekhnologyi' Method and system for guiding a spinning projectile by means of a target return frequency laser emission
WO2005026642A3 (en) * 2003-09-16 2005-06-09 Zakrytoe Aktsyonernoye Obshest Method and system for guiding a spinning projectile by means of a target return frequency laser emission
RU2526407C2 (en) * 2009-03-06 2014-08-20 Энститю Франко-Алльман Де Решерш Де Сен-Луи Rocker or jet projectile control device
RU2568967C1 (en) * 2014-10-22 2015-11-20 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") Device of missile stabilization
RU2667168C1 (en) * 2017-08-21 2018-09-17 Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" Method of correcting trajectory of extended range base bleed projectile and head electromechanical fuze with brake device
RU2742897C1 (en) * 2020-10-05 2021-02-11 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" Antiaircraft missile
RU2762168C1 (en) * 2020-10-19 2021-12-16 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации 9m100 anti-aircraft guided missile
RU2767645C1 (en) * 2020-10-19 2022-03-18 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Anti-aircraft guided missile 9m96

Also Published As

Publication number Publication date
WO2000029805A1 (en) 2000-05-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6502786B2 (en) 2-D projectile trajectory corrector
US5238204A (en) Guided projectile
US4641801A (en) Terminally guided weapon delivery system
US8058596B2 (en) Method of controlling missile flight using attitude control thrusters
US8563910B2 (en) Systems and methods for targeting a projectile payload
US6481666B2 (en) Method and system for guiding submunitions
US20080029641A1 (en) Three Axis Aerodynamic Control of Guided Munitions
RU2146353C1 (en) Device controlling high-maneuverability rocket
WO2007089243A2 (en) Optically guided munition control system and method
US4533094A (en) Mortar system with improved round
WO2006088687A1 (en) Optically guided munition
US6959893B1 (en) Light fighter lethality seeker projectile
US5123612A (en) Projectile and process for its use
GB2149066A (en) Overhead attack missile
EP0105918B1 (en) Terminally guided weapon delivery system
RU2021577C1 (en) Method of missile controlling
RU2352892C2 (en) Cruise missile
US4560120A (en) Spin stabilized impulsively controlled missile (SSICM)
EP1087201B1 (en) Method and device for correcting the trajectory of a spinstabilised projectile
GB2129103A (en) Mortar round
US5275355A (en) Antitank weapon for combating a tank from the top
US3153367A (en) Anti-missile system
JPH0457960B2 (en)
RU2790656C1 (en) Supersonic guided missile
RU2071027C1 (en) Rocket

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20161114