RU2649202C1 - Method of destroying the nose cone of the controlled artillery shell and mines (options) - Google Patents

Method of destroying the nose cone of the controlled artillery shell and mines (options) Download PDF

Info

Publication number
RU2649202C1
RU2649202C1 RU2017101460A RU2017101460A RU2649202C1 RU 2649202 C1 RU2649202 C1 RU 2649202C1 RU 2017101460 A RU2017101460 A RU 2017101460A RU 2017101460 A RU2017101460 A RU 2017101460A RU 2649202 C1 RU2649202 C1 RU 2649202C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
command
plane
attack
action
separation
Prior art date
Application number
RU2017101460A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Борис Александрович Голомидов
Андрей Викторович Гусев
Денис Евгеньевич Мызников
Ольга Александровна Никулина
Валентин Евгеньевич Семашкин
Валерий Юрьевич Сладков
Михаил Степанович Шамин
Александр Викторович Шигин
Original Assignee
Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова"
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 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" filed Critical Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова"
Priority to RU2017101460A priority Critical patent/RU2649202C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2649202C1 publication Critical patent/RU2649202C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.
SUBSTANCE: group of inventions refers to the field of armament and can be used in the design and modernization of guided munitions, which include in their design the nose cone that is detachable along its trajectory. Group of inventions is designed in order to ensure unstressed separation of the nose cone from the controlled artillery shell or mine. Specified task according to the first option is performed due to the fact that the method of separating the nose cone includes calculating the associated angles of attack according to the on-board equipment of the ammunition and the development of permission to shoot in case of coincidence of the sign of the attack projection angle with the direction of the action of the reactive force. According to the second option, the problem is solved by means of forming the constant control command in the arbitrary plane that preserves the fixed angle with the horizon plane, filing the command to shoot BUT at the moment of coincidence of the command plane and the plane of action of the reactive force, the formation of the constant anti-command in the same plane in order to restore the direction of the shell movement.
EFFECT: result of the group of inventions is the increased probability of the target being hit by the controlled shell that includes the detachable nose cone due to the increased probability of its guaranteed unstressed separation from the controlled shell or mine.
2 cl, 5 dwg

Description

Группа изобретений относится к области вооружения, в частности к управляемым снарядам и минам.The group of inventions relates to the field of weapons, in particular to guided missiles and mines.

Аналогом предлагаемой группы изобретений является способ отделения носового обтекателя (НО) управляемого артиллерийского снаряда (патент RU №2212628, кл. F42B 15/00, 2002, аналог) [1], заключающийся в том, что увод отделившегося обтекателя в сторону от управляемого артиллерийского снаряда (УАС) осуществляется за счет отклонения размещенных на НО рулей в момент отделения и последующего разворота НО рулями на угол атаки.An analogue of the proposed group of inventions is a method of separating a nose fairing (BUT) of a guided artillery shell (patent RU No. 2212628, class F42B 15/00, 2002, analog) [1], which consists in moving the separated cowling away from the guided artillery shell (UAS) is carried out due to the deviation of the rudders placed on the nose at the moment of separation and the subsequent turn of the nose on the angle of attack.

Недостатком способа [1] является то, что он может быть применим лишь для носовых обтекателей, имеющих большой запас устойчивости, в то время как при его реализации на неустойчивом или нейтрально устойчивом НО происходит его быстрое опрокидывание, что приводит к уменьшению как продольного, так и бокового отклонения НО и, вследствие этого, соударение с УАС (фиг. 1). Данный недостаток является существенным, так как в настоящее время широко практикуется использование НО для размещения в нем антенны спутниковой навигационной системы, что приводит к увеличению длины НО, облегчению его передней части и, как правило, к аэродинамической неустойчивости.The disadvantage of this method [1] is that it can only be applied to nose fairings that have a large margin of stability, while when it is implemented on an unstable or neutral stable BUT, it quickly capsizes, which leads to a decrease in both longitudinal and lateral deviation of the BUT and, as a result, the collision with the UAS (Fig. 1). This drawback is significant, since at the present time it is widely practiced to use a BUT to place an antenna of a satellite navigation system in it, which leads to an increase in the length of the BUT, facilitating its front end and, as a rule, to aerodynamic instability.

Также известны способы (патент US №8505455 В2, кл. F42B 15/10, 2013) [2] и (патент RU №2492413, кл. F42B 15/46, 2013) [3], основанные на разделении обтекателя на части с целью снизить кинетическую энергию деталей элементов конструкции обтекателя для минимизации повреждений боеприпаса.Also known methods (US patent No. 8505455 B2, class F42B 15/10, 2013) [2] and (patent RU No. 2492413, class F42B 15/46, 2013) [3] based on the separation of the fairing into parts for the purpose reduce the kinetic energy of parts of the fairing structure to minimize damage to the ammunition.

Недостатком способов [2] и [3] является то, что безударное отделение обтекателя от боеприпаса не гарантируется, и, следовательно, конструктивные элементы планера должны иметь достаточную прочность, чтобы выдерживать удар частей разделившегося НО. Однако непременным элементом оптических или инфракрасных (ИК) головок самонаведения (ГСН), применяемых на УАС, является прозрачный обтекатель объектива, с высокой вероятностью повреждаемый фрагментами НО, что делает невозможным применение рассмотренных способов. Кроме того, данные способы неприменимы при размещении внутри НО элементов системы наведения УАС.The disadvantage of the methods [2] and [3] is that the shock-free separation of the fairing from the ammunition is not guaranteed, and therefore, the structural elements of the airframe must have sufficient strength to withstand the impact of parts of the divided BUT. However, an indispensable element of the optical or infrared (IR) homing heads (GOS) used on the UAS is the transparent fairing of the lens, which is highly likely to be damaged by fragments of HO, which makes it impossible to use the considered methods. In addition, these methods are not applicable when placing elements of the guidance system UAS inside the BUT.

Известен способ отделения баллистического колпака артиллерийского управляемого снаряда (патент RU №2072096, кл. F42B 15/00, 1993 - прототип) [4] путем поджига порохового заряда электровоспламенителем, разрушением элементов крепления под воздействием давления пороховых газов в камере отделения, перемещения корпуса устройства отделения в осевом направлении относительно неподвижной центральной вставки, захвата этой неподвижной вставки и вовлечения ее в движение в осевом направлении, вскрытия бокового сопла и увода НО вбок от траектории полета снаряда под действием реактивной силы. Наличие плеча силы тяги относительно центра масс приводит к развороту колпака на угол атаки и, следовательно, появлению аэродинамической силы, отклоняющей колпак в сторону от траектории. Данный способ ([4]) выбран за прототип.A known method of separating the ballistic cap of an artillery guided projectile (patent RU No. 2072096, class F42B 15/00, 1993 - prototype) [4] by igniting the powder charge with an electric igniter, destruction of the fasteners under the influence of pressure of the powder gases in the separation chamber, moving the case of the separation device in the axial direction relative to the fixed central insert, capturing this fixed insert and bringing it into motion in the axial direction, opening the side nozzle and withdrawing BUT sideways from the projectile flight path and under the action of the reaction force. The presence of a traction force shoulder relative to the center of mass leads to a rotation of the hood at the angle of attack and, consequently, to the appearance of an aerodynamic force that deflects the hood away from the trajectory. This method ([4]) is selected as a prototype.

Способ [4] является наиболее эффективным, так как при надлежащем взаимном расположении сопла и центра масс аэродинамическая сила будет складываться с реактивной, увеличивая тем самым боковое отклонение колпака и снижая вероятность его соударения с УАС.The method [4] is the most effective, since with a proper mutual arrangement of the nozzle and the center of mass, the aerodynamic force will add up to the reactive force, thereby increasing the lateral deflection of the cap and reducing the likelihood of its collision with the UAE.

Недостаток способа [4] проявляется при наличии угла атаки УАС в момент отделения НО (баллистического колпака в терминологии [4]). Наличие углов атаки УАС при отделении НО характерно для отстрела НО на конечном участке траектории при переходе от автономного наведения (с пристыкованным НО) к самонаведению (со сброшенным НО). В этом случае совместного действия аэродинамической и реактивной силы может оказаться недостаточно для преодоления влияния начального угла атаки УАС. Данное обстоятельство особенно негативно влияет на отделение НО, если из-за особенностей конструкции уменьшается плечо реактивной силы (фиг. 2).The disadvantage of the method [4] is manifested in the presence of the angle of attack of the UAE at the time of separation of the BUT (ballistic cap in terminology [4]). The presence of angles of attack of the UAE when separating the NS is typical for shooting the NS in the final section of the trajectory during the transition from autonomous guidance (with the docked NS) to homing (with the NS dropped). In this case, the combined action of aerodynamic and reactive forces may not be enough to overcome the influence of the initial angle of attack of the UAE. This circumstance especially negatively affects the separation of BUT, if, due to the design features, the shoulder of the reactive force decreases (Fig. 2).

В связи с этим актуальной является разработка такого метода отделения носового обтекателя, при котором отстрел НО будет реализовываться при углах атаки, благоприятствующих безударному отделению. В этом случае угол атаки УАС будет фактором не препятствующим, а напротив, способствующим обеспечению несоударения.In this regard, it is urgent to develop such a method for separating the nose fairing, in which the shooting of the nose will be realized at angles of attack favorable for shock-free separation. In this case, the angle of attack of the UAE will be a factor that does not impede, but rather contributes to ensuring non-impact.

Задачей предлагаемой группы изобретений является обеспечение безударного отделения носового обтекателя управляемого боеприпаса в широком температурном и скоростном диапазоне.The objective of the proposed group of inventions is to provide shock-free separation of the nose cone guided munitions in a wide temperature and speed range.

Решение поставленной задачи по первому варианту выполняется за счет того, что в способе отделения НО управляемого снаряда путем поджига порохового заряда электровоспламенителем, разрушения элементов крепления под воздействием давления пороховых газов в камере отделения, перемещения корпуса устройства отделения в осевом направлении относительно неподвижной центральной вставки, захвата этой неподвижной вставки и вовлечения ее в движение в осевом направлении, вскрытия бокового сопла и увода НО вбок от траектории полета снаряда под действием реактивной силы, для обеспечения максимальной вероятности безударного отделения НО производится измерение значения экваториальных угловых скоростей УАС, оценка углов атаки УАС в плоскости действия реактивной силы двигательной установки НО (αП), оценивается выполнение условия безударности отделения при текущем значении αП, в случае выполнения условия безударности вырабатывается разрешение на отстрел НО.The solution of the problem according to the first embodiment is due to the fact that in the method of separating the BUT of a guided projectile by igniting the powder charge with an electric igniter, destroying the fastening elements under the influence of the pressure of the powder gases in the separation chamber, moving the separation device housing in the axial direction relative to the fixed central insert, capturing this motionless insertion and involving it in the movement in the axial direction, opening the side nozzle and withdrawing the BUT sideways from the projectile’s flight path under Corollary reactive force, to ensure maximum likelihood unstressed separating BUT measurement is the value equatorial angular velocities UAS, estimation of angles UAS attack in the plane of action of the reaction force of the propulsion system HO (α n), is estimated that the condition unstressed separating the current value α n, in the case of performing conditions of shocklessness; a permit is issued for shooting BUT.

Решение поставленной задачи по второму варианту выполняется за счет того, что в способе отделения НО управляемого снаряда путем поджига порохового заряда электровоспламенителем, разрушения элементов крепления под воздействием давления пороховых газов в камере отделения, перемещения корпуса устройства отделения в осевом направлении относительно неподвижной центральной вставки, захвата этой неподвижной вставки и вовлечения ее в движение в осевом направлении, вскрытия бокового сопла и увода НО вбок от траектории полета снаряда под действием реактивной силы, для обеспечения максимальной вероятности безударного отделения НО перед отделением НО формируют постоянную команду управления в произвольной плоскости, сохраняющей фиксированный угол с плоскостью горизонта, в момент совпадения направления команды с направлением действия реактивной силы вырабатывают команду на отстрел НО, после отстрела НО формируют постоянную противокоманду в той же плоскости для восстановления направления движения снаряда, имевшего место до подачи команды.The solution to the problem according to the second embodiment is due to the fact that in the method of separating the BUT of a guided projectile by igniting the powder charge with an electric igniter, destroying the fasteners under the influence of the pressure of the powder gases in the separation chamber, moving the separation device housing in the axial direction relative to the stationary central insert, capturing this motionless insertion and involving it in the movement in the axial direction, opening the side nozzle and withdrawing the BUT sideways from the projectile’s flight path under by reactive force, in order to maximize the probability of shockless separation of NSs before the NSs are formed, a constant control command is formed in an arbitrary plane that maintains a fixed angle with the plane of the horizon; at the moment the command direction coincides with the direction of the reactive force action, a command is issued to shoot the NSs, after shooting the NSs form a constant anti-team in the same plane to restore the direction of the projectile that took place before the command.

Предложенное изобретение дополняется чертежами, где на фиг. 1 изображено отделение аэродинамически неустойчивого НО при реализации способа [1], на фиг. 2 представлено отделение НО при отрицательном угле атаки с плечом реактивной силы, близким к нулю, на фиг. 3 иллюстрируется отделение НО от снаряда с плечом реактивной силы, близким к нулю, при применении предложенного способа обеспечения безударного отделения по обоим из вариантов, на фиг. 4 приведена зависимость угла атаки снаряда от времени в ПСК при подаче команд управления, на фиг. 5 изображено искажение траектории полета снаряда при использовании способа обеспечения безударного отделения НО по второму варианту.The proposed invention is supplemented by drawings, where in FIG. 1 shows the separation of an aerodynamically unstable BUT during the implementation of the method [1], FIG. 2 shows the separation of BUT at a negative angle of attack with a reactive arm close to zero, in FIG. 3 illustrates the separation of the BUT from the projectile with a reactive arm close to zero when applying the proposed method for providing shock-free separation according to both of the options, FIG. 4 shows the dependence of the angle of attack of the projectile on time in the UCS when submitting control commands, FIG. 5 shows the distortion of the flight path of the projectile when using the method of providing shock-free separation of the BUT according to the second embodiment.

Для реализации способа обеспечения безударного отделения НО по первому варианту могут быть, например, использованы датчики угловых скоростей (ДУС). При использовании ДУС предложенный способ реализуется по следующей схеме:To implement the method of providing shock-free separation of BUT according to the first embodiment, for example, angular velocity sensors (DLS) can be used. When using the TLS, the proposed method is implemented according to the following scheme:

- проецирование угловых скоростей ωZ, ωY, замеренных ДУС в связанной системе координат, на оси полусвязанной (невращающейся) системы координат (ПСК) (ось OY перпендикулярна оси носового обтекателя, лежит в плоскости действия его реактивной силы, проекция реактивной силы НО на эту ось имеет положительное значение) и выделение переменных составляющих проекций угловых скоростей ωZЗ, ωYЗ в ПСК:- the projection of the angular velocities ω Z , ω Y , measured by the TLS in a connected coordinate system, on the axis of a semi-connected (non-rotating) coordinate system (UCS) (the OY axis is perpendicular to the axis of the nose fairing, lies in the plane of its reactive force, the projection of the reactive force of BUT on this axis has a positive value) and the allocation of the variable components of the projections of the angular velocities ω ZЗ , ω YЗ in UCS:

Figure 00000001
Figure 00000001

где γ - угол крена снаряда,

Figure 00000002
- усредненные по времени коэффициенты команды в невращающейся ПСК (отношение среднего значения команды на некотором промежутке времени к максимальному), δmax - максимальный угол отклонения рулей,
Figure 00000003
- производные коэффициента аэродинамического продольного момента по углу отклонения рулей и углу атаки, V - скорость снаряда, θ - угол наклона траектории,
Figure 00000004
- производные коэффициента подъемной силы по углу отклонения рулей и углу атаки, Sm - площадь Миделя, q - скоростной напор, m - масса снаряда;where γ is the angle of heel of the projectile,
Figure 00000002
- time-averaged team coefficients in a non-rotating UCS (the ratio of the average team value over a certain period of time to the maximum), δ max is the maximum steering angle,
Figure 00000003
are derivatives of the aerodynamic longitudinal moment coefficient with respect to the rudder deflection angle and angle of attack, V is the projectile velocity, θ is the angle of inclination of the trajectory,
Figure 00000004
- derivatives of the lift coefficient with respect to the angle of deviation of the rudders and the angle of attack, S m - Midel’s area, q - velocity head, m - projectile mass;

- восстановление переменной составляющей углов атаки-скольжения в ПСК

Figure 00000005
путем интегрирования полученных угловых скоростей (ωZЗ, ωYЗ) и вычитания из них их средних значений:- restoration of the variable component of the angle of attack-slip in the UCS
Figure 00000005
by integrating the obtained angular velocities (ω ZЗ , ω YЗ ) and subtracting from them their average values:

Figure 00000006
Figure 00000006

где t0 - время начала интегрирования (вводится в полетное задание); t - текущее время;where t 0 is the integration start time (entered in the flight task); t is the current time;

- определение постоянной (медленно меняющейся) составляющей углов атаки и скольжения

Figure 00000007
:- determination of the constant (slowly changing) component of the angles of attack and slip
Figure 00000007
:

Figure 00000008
Figure 00000008

Figure 00000009
Figure 00000009

где αБал - балансировочный угол атаки;where α Ball is the balancing angle of attack;

- определение углов атаки и скольжения в ПСК путем суммирования их постоянной и переменной составляющих:- determination of the angles of attack and slip in the UCS by summing their constant and variable components:

Figure 00000010
Figure 00000010

- пересчет прогнозированных углов атаки и скольжения в ПСК в плоскость действия реактивной силы двигательной установки НО:- recalculation of the predicted angles of attack and slip in the UCS in the plane of action of the reactive force of the propulsion system BUT:

Figure 00000011
Figure 00000011

где ΔγДУ - угол между плоскостью действия реактивной силы и плоскостью XOY;where Δγ ДУ is the angle between the plane of action of the reactive force and the XOY plane;

- определение благоприятных для сброса НО интервалов времени, когда угол атаки в плоскости сопла больше или равен заданному пороговому значению (положительный угол соответствует совпадению угла атаки с направлением действия реактивной силы):- determination of time intervals favorable for the resetting of the BUT when the angle of attack in the nozzle plane is greater than or equal to a predetermined threshold value (a positive angle corresponds to the coincidence of the angle of attack with the direction of action of the reactive force):

Figure 00000012
Figure 00000012

При наличии на боеприпасе датчиков углов атаки-скольжения достаточно лишь пересчитать замеренные датчиками значения

Figure 00000013
в плоскость действия реактивной силы:If there are sensors of attack-slip angles on the ammunition, it is enough to only recalculate the values measured by the sensors
Figure 00000013
in the plane of action of reactive force:

Figure 00000014
Figure 00000014

где ΔγДУА - угол между плоскостью действия реактивной силы и плоскостью датчика угла αЗам, и определить благоприятный для сброса НО момент по формуле (7).where Δγ DUA is the angle between the plane of action of the reactive force and the plane of the angle sensor α Zam , and determine the moment favorable for resetting the BUT using formula (7).

Отделение носового обтекателя от снаряда при применении предложенного способа иллюстрируется на фиг. 3.The separation of the nose fairing from the projectile when applying the proposed method is illustrated in FIG. 3.

В полетное задание для обеспечения указанных операций должны быть включены ожидаемый момент отделения и балансировочное соотношение.To ensure these operations, the expected separation time and balancing ratio should be included in the flight task.

Решение поставленной задачи по второму варианту выполняется за счет того, что перед отделением носового обтекателя в заданный момент времени t формируется постоянная команда управления длительностью Т1, действующая в произвольной плоскости, сохраняющей фиксированный угол γК с плоскостью горизонта. Длительность команды T1 должна быть достаточна для выхода УАС (УМ) на заданный угол атаки в плоскости действия команды управления, что обеспечивается при

Figure 00000015
, где
Figure 00000016
- частота собственных колебаний планера УАС (УМ). В момент совпадения плоскости действия реактивной силы НО и плоскости действия формирования команды, определяемый по условию:The solution of the problem in the second embodiment is due to the fact that before separating the nose fairing at a given time t, a constant control command of duration T 1 is generated, acting in an arbitrary plane that preserves a fixed angle γ K with the horizon plane. The duration of the command T 1 should be sufficient for the UAS (UM) to reach a given angle of attack in the plane of action of the control command, which is ensured when
Figure 00000015
where
Figure 00000016
- the frequency of natural oscillations of the glider UAS (UM). At the moment of coincidence of the plane of action of the reactive power of BUT and the plane of action of team formation, determined by the condition:

Figure 00000017
Figure 00000017

вырабатывается команда на отстрел НО. После отстрела НО формируется постоянная противокоманда в той же плоскости (γК) и той же длительности, что и команда, выполнявшаяся до отстрела, с целью устранить искажение траектории при маневре УАС (УМ) во время отстрела. Зависимость угла атаки снаряда от времени в ПСК при подаче команд управления приведена на фиг. 4. Отстрел НО всегда обеспечивается при наличии в плоскости действия реактивной силы угла атаки, совпадающего с ней по знаку (аналогично способу 1 (фиг. 3)). При использовании предложенной методики отделения искажение траектории, как следует из фиг. 5, не превышает 10 метров.a team is being developed to shoot BUT. After the shooting of the BUT, a constant counter-command is formed in the same plane (γ K ) and of the same duration as the command that was executed before the shooting, in order to eliminate the trajectory distortion during the maneuver of the UAS (UM) during the shooting. The time dependence of the angle of attack of the projectile in the UCS when submitting control commands is shown in FIG. 4. The shooting of the BUT is always ensured if there is an angle of attack in the plane of action of the reactive force that coincides with it in sign (similar to method 1 (Fig. 3)). Using the proposed separation technique, path distortion, as follows from FIG. 5, does not exceed 10 meters.

Предложенные способы отделения носового обтекателя обеспечивают гарантированное безударное отделение в широком температурном и скоростном диапазоне.The proposed methods for separating the nose cone provide guaranteed shock-free separation in a wide temperature and speed range.

Claims (2)

1. Способ отделения носового обтекателя (НО) управляемого снаряда путем поджига порохового заряда электровоспламенителем, разрушения элементов крепления под воздействием давления пороховых газов в камере отделения, перемещения корпуса устройства отделения в осевом направлении относительно неподвижной центральной вставки, захвата этой неподвижной вставки и вовлечения ее в движение в осевом направлении, вскрытия бокового сопла и увода НО вбок от траектории полета снаряда под действием реактивной силы, отличающийся тем, что для обеспечения максимальной вероятности безударного отделения НО производят измерение экваториальных угловых скоростей управляемого артиллерийского снаряда (УАС), оценку углов атаки УАС по этим данным либо по замерам датчиков углов атаки, проецирование углов атаки на плоскость действия реактивной силы, формирование разрешения на отстрел при совпадении знака проекции угла атаки с направлением действия реактивной силы.1. The method of separating the nose fairing (BUT) of a guided projectile by igniting the powder charge with an electric igniter, destroying the attachment elements under the influence of the pressure of the powder gases in the separation chamber, moving the separation device housing in the axial direction relative to the fixed central insert, capturing this fixed insert and drawing it into motion in the axial direction, the opening of the side nozzle and the withdrawal of BUT to the side of the trajectory of the projectile under the action of reactive forces, characterized in that to ensure In order to determine the maximum probability of shock-free separation of NSs, they measure the equatorial angular velocities of a guided artillery shell (UAS), evaluate the angles of attack of the UAS using these data or measure the angle of attack sensors, project angles of attack on the plane of reactive force action, generate a shooting permit when the angle projection sign coincides attacks with the direction of reactive force. 2. Способ отделения НО управляемого снаряда путем поджига порохового заряда электровоспламенителем, разрушения элементов крепления под воздействием давления пороховых газов в камере отделения, перемещения корпуса устройства отделения в осевом направлении относительно неподвижной центральной вставки, захвата этой неподвижной вставки и вовлечения ее в движение в осевом направлении, вскрытия бокового сопла и увода НО вбок от траектории полета снаряда под действием реактивной силы, отличающийся тем, что для обеспечения максимальной вероятности безударного отделения НО перед отделением НО в заданный момент времени формируют постоянную команду управления в произвольной плоскости, сохраняющей фиксированный угол с плоскостью горизонта, в момент совпадения направления сформированной команды управления с направлением действия реактивной силы вырабатывают команду на отстрел НО, после отстрела НО формируют постоянную противокоманду в той же плоскости для восстановления направления движения снаряда, имевшего место до подачи команды.2. The method of separating the BUT of a guided projectile by igniting the powder charge with an electric igniter, destroying the attachment elements under the influence of the pressure of the powder gases in the separation chamber, moving the housing of the separation device in the axial direction relative to the stationary central insert, capturing this fixed insert and engaging it in the movement in the axial direction, opening the side nozzle and withdrawing the BUT to the side of the trajectory of the projectile under the action of reactive forces, characterized in that to ensure maximum At the moment of coincidence of the direction of the generated control command with the direction of action of the reactive force, they generate a command to shoot the BUT, after firing the BUT they form a constant counter-command in the same plane to restore the direction of the projectile that took place before the command was issued.
RU2017101460A 2017-01-17 2017-01-17 Method of destroying the nose cone of the controlled artillery shell and mines (options) RU2649202C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017101460A RU2649202C1 (en) 2017-01-17 2017-01-17 Method of destroying the nose cone of the controlled artillery shell and mines (options)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017101460A RU2649202C1 (en) 2017-01-17 2017-01-17 Method of destroying the nose cone of the controlled artillery shell and mines (options)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2649202C1 true RU2649202C1 (en) 2018-03-30

Family

ID=61867279

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017101460A RU2649202C1 (en) 2017-01-17 2017-01-17 Method of destroying the nose cone of the controlled artillery shell and mines (options)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2649202C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU654079A1 (en) * 1977-04-25 1996-09-20 Центральное конструкторское бюро гидрометеоприборостроения Device for separation of rocket nose cone
RU2072096C1 (en) * 1993-04-23 1997-01-20 Конструкторское бюро приборостроения Ballistic cap of artillery guided missile
RU2212628C1 (en) * 2002-01-23 2003-09-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method for separation of guided missile nose block with homing head and device for its realization
RU2246690C1 (en) * 2004-01-19 2005-02-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method for separation of ballistic cap of guided missile and ballistic cap for its realization
RU2265560C1 (en) * 2005-09-06 2005-12-10 Соломонов Юрий Семенович Multi-stage space launch vehicle
US8505455B2 (en) * 2010-02-06 2013-08-13 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Missile head and method for separating a shroud from a fuselage of a missile

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU654079A1 (en) * 1977-04-25 1996-09-20 Центральное конструкторское бюро гидрометеоприборостроения Device for separation of rocket nose cone
RU2072096C1 (en) * 1993-04-23 1997-01-20 Конструкторское бюро приборостроения Ballistic cap of artillery guided missile
RU2212628C1 (en) * 2002-01-23 2003-09-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method for separation of guided missile nose block with homing head and device for its realization
RU2246690C1 (en) * 2004-01-19 2005-02-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method for separation of ballistic cap of guided missile and ballistic cap for its realization
RU2265560C1 (en) * 2005-09-06 2005-12-10 Соломонов Юрий Семенович Multi-stage space launch vehicle
US8505455B2 (en) * 2010-02-06 2013-08-13 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Missile head and method for separating a shroud from a fuselage of a missile

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11525655B1 (en) Methods for extended-range, enhanced-precision gun-fired rounds using g-hardened flow control systems
US6610971B1 (en) Ship self-defense missile weapon system
US20220170725A1 (en) Visual guidance system for barrel-fired projectiles
EP2433084B1 (en) Guided missile
US8058596B2 (en) Method of controlling missile flight using attitude control thrusters
US20150142210A1 (en) Surveillance system
US20120256038A1 (en) Systems and methods for targeting a projectile payload
WO2020222250A1 (en) Modified re-entry vehicle design with dynamic trajectory glide control system
US11852447B2 (en) Maneuvering aeromechanically stable sabot system
US9121680B2 (en) Air vehicle with control surfaces and vectored thrust
US10371495B2 (en) Reaction control system
IL115992A (en) Method and device for launching warheads to combat targets along a back loop flight path
RU2649202C1 (en) Method of destroying the nose cone of the controlled artillery shell and mines (options)
JP2003114096A (en) Missile
RU2544446C1 (en) Rolling cruise missile
RU2327949C1 (en) Missile
RU2619361C2 (en) Supersonic aircraft and method for flight thereof
RU105985U1 (en) Rocket projectile of a volley fire system with an unmanned aerial vehicle
RU2548957C1 (en) Missile
RU2014154190A (en) Method of firing rockets of a multiple launch rocket system in counter-battery conditions
RU2498192C2 (en) Principle of optic beam guidance of missile launching from mobile carrier
RU2790656C1 (en) Supersonic guided missile
JP5506581B2 (en) Aircraft defense device
RU2002116445A (en) WINGED ROCKET AND METHOD OF ITS APPLICATION (OPTIONS)
Jacewicz et al. Miniature bomb concept for unmanned aerial vehicles