RU2652771C2 - Self-targeting battle element - Google Patents

Self-targeting battle element Download PDF

Info

Publication number
RU2652771C2
RU2652771C2 RU2016120165A RU2016120165A RU2652771C2 RU 2652771 C2 RU2652771 C2 RU 2652771C2 RU 2016120165 A RU2016120165 A RU 2016120165A RU 2016120165 A RU2016120165 A RU 2016120165A RU 2652771 C2 RU2652771 C2 RU 2652771C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
longitudinal axis
self
target
parachute
module
Prior art date
Application number
RU2016120165A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2016120165A (en
Inventor
Владимир Викторович Черниченко
Алексей Владимирович Иванов
Андрей Николаевич Малетин
Олег Леонидович Ерин
Александр Олегович Бирюков
Original Assignee
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
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 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации filed Critical Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority to RU2016120165A priority Critical patent/RU2652771C2/en
Publication of RU2016120165A publication Critical patent/RU2016120165A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2652771C2 publication Critical patent/RU2652771C2/en

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

FIELD: military equipment.
SUBSTANCE: element contains a body with a warhead, a rotating parachute with a pole hole, with retractable spring-loaded brake flaps perpendicular to its longitudinal axis inside the element body. Contains an autonomous guidance system that includes, at a minimum, interconnected motion controller and target coordinator of the self-targeting battle element. In the lower part of the body, two rocket solid fuel engines are configured to rock with a possibility of step-by-step thrust control, and the controls for their operation are associated with an autonomous guidance system via the motion controller. The longitudinal axis of one of these engines is parallel to the longitudinal axis of the self-targeting battle element, and the longitudinal axis of the other engine is perpendicular to the longitudinal axis of the self-targeting battle element. The parachute is installed with a possibility of undocking from the body upon a command of the motion controller.
EFFECT: changing of the battle element trajectory to ensure the closest possible approach to the target.
3 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно: к самоприцеливающимся боевым элементам реактивных снарядов.The invention relates to the field of rocketry, namely: to self-aiming warheads of rockets.

В настоящее время, для повышения точности поражения разработаны и совершенствуются самоприцеливающиеся боевые элементы (СПБЭ), осуществляющие поиск цели на конечном участке полета. Для торможения и стабилизации СПБЭ широко используются парашюты. На участке поиска СПБЭ обычно расположен под определенным углом к вертикали и совершает вращение вокруг продольной оси. Датчик цели совершает обзор местности, и форма площади обзора представляет собой сходящуюся спираль.At present, to improve the accuracy of destruction, self-aiming combat elements (SPBE) have been developed and are being improved, which search for targets on the final flight site. Parachutes are widely used to brake and stabilize SPBEs. In the search section, SPBE is usually located at a certain angle to the vertical and rotates around the longitudinal axis. The target sensor makes an overview of the terrain, and the shape of the viewing area is a converging spiral.

Широко известны СПБЭ SMArt (Германия), SADARM (США), приведенные в журналах «Зарубежное военное обозрение», №11, 1994 г.; «ARMADA», 1998 г., №6, с. 32; «GLOBAL DEFENCE REVEW», 1998 г.Widely known SPBE SMArt (Germany), SADARM (USA), cited in the journals "Foreign Military Review", No. 11, 1994; "ARMADA", 1998, No. 6, p. 32; GLOBAL DEFENSE REVEW, 1998

СПБЭ SADARM содержит корпус с боевой частью и вращающуюся многокупольную парашютную систему.SPBE SADARM contains a housing with a warhead and a rotating multi-dome parachute system.

Недостатком многокупольного парашюта является ограничение скорости вращения из-за его скручивания, а следовательно, ограничение площади обзора элемента, высока вероятность промаха датчика обзора мимо цели, что снижает боевую эффективность СПБЭ. У данной парашютной системы высока ветровая чувствительность, что приводит к боковому отклонению элемента.The disadvantage of a multi-domed parachute is the limitation of the rotation speed due to its twisting, and therefore, the limitation of the area of view of the element, it is highly probable that the sight sensor will miss the target, which reduces the combat effectiveness of the SPBE. This parachute system has a high wind sensitivity, which leads to lateral deviation of the element.

СПБЭ SMArt содержит корпус с боевой частью и вращающийся парашют. Для уменьшения вращения элемента при вылете из артиллерийского ствола на его корпусе установлены раскрывающиеся лопасти.SPBE SMArt contains a body with a warhead and a rotating parachute. To reduce the rotation of the element upon departure from the artillery barrel, expanding blades are installed on its body.

Общим признаком с предложенной конструкцией самоприцеливающегося боевого элемента является наличие в составе аналогов корпуса с боевой частью и вращающегося парашюта.A common feature with the proposed design of a self-aiming combat element is the presence of a body with a warhead and a rotating parachute as part of the analogues.

Известен парашют для самоприцеливающегося боеприпаса по патенту РФ №2197711, кл. МПК F42B 15/00, содержащий купол с полюсным отверстием.Known parachute for self-aiming ammunition according to the patent of the Russian Federation No. 2197711, class. IPC F42B 15/00, containing a dome with a pole hole.

Наличие полюсного отверстия является одним из конструктивных решений, позволяющих уменьшить динамические нагрузки на парашют в момент ввода, обеспечить надежность раскрытия и отсутствие колебаний при обтекании воздушным потоком.The presence of the pole hole is one of the design solutions that allows to reduce the dynamic load on the parachute at the time of entry, to ensure the reliability of the opening and the absence of fluctuations during flow around the air stream.

Известен самоприцеливающийся боевой элемент, содержащий корпус с боевой частью, вращающийся парашют с полюсным отверстием, при этом что внутри корпуса элемента перпендикулярно его продольной оси установлены выдвижные подпружиненные тормозные щитки шириной 0,5…1,0 максимального диаметра корпуса и размахом в раскрытом положении, не превышающим диаметр полюсного отверстия вращающегося парашюта, при этом расстояние от носовой части корпуса до тормозных щитков, измеряемое вдоль продольной оси корпуса, равно 1,2…2,0 координаты центра массэлемента от его носовой части (патент РФ №2451262, заявка №2011101010 от 12.01.2011 МПК: F42B 15/00, F42B 10/50 - прототип).Known self-aiming combat element, comprising a housing with a warhead, a rotating parachute with a pole hole, while inside the housing of the element perpendicular to its longitudinal axis are mounted retractable spring-loaded brake flaps with a width of 0.5 ... 1.0 of the maximum diameter of the hull and a swing in the open position, not exceeding the diameter of the pole hole of the rotating parachute, while the distance from the bow of the body to the brake flaps, measured along the longitudinal axis of the body, is 1.2 ... 2.0 coordinates of the center of mass cop from its bow (RF patent No. 2451262, application No. 20111101010 dated January 12, 2011 IPC: F42B 15/00, F42B 10/50 - prototype).

Вышеописанный самоприцеливающийся боевой элемент работает следующим образом.The above self-aiming combat element works as follows.

В заданной точке траектории полета реактивного снаряда выбрасывают СПБЭ, при этом вращающийся парашют вводится в набегающий воздушный поток. Стабилизирующий момент вращающегося парашюта парирует начальные угловые возмущения боевого элемента и обеспечивает ему устойчивый полет. За счет полюсного отверстия уменьшаются динамические нагрузки на парашют в момент ввода. Далее происходит выдвижение тормозных щитков в рабочее положение. За счет совместного действия щитков и парашюта происходит уменьшение скорости движения элемента до заданной величины. Одновременно с этим происходит вращение парашюта и элемента, датчик которого совершает обзор местности в поиске цели. При ее нахождении происходит срабатывание боевой части элемента.At a given point in the flight path of the rocket, SPBEs are thrown, while a rotating parachute is introduced into the incident air stream. The stabilizing moment of the rotating parachute fights off the initial angular perturbations of the combat element and provides it with a stable flight. Due to the pole hole, dynamic loads on the parachute are reduced at the time of entry. Next, the brake flaps extend to the working position. Due to the combined action of the guards and the parachute, the speed of the element decreases to a predetermined value. At the same time, the parachute and the element rotate, the sensor of which performs an overview of the terrain in search of a target. When it is found, the warhead of the element is triggered.

Основными недостатками указанного самоприцеливающегося боевого элемента являются значительная зависимость попадания в цель от ветровой нагрузки, возможность изменения скорости движения только по вертикальной составляющей, и, соответственно, невозможность корректирования траектории его движения для сближения с целью.The main disadvantages of this self-aiming combat element are the significant dependence of hitting the target on wind load, the possibility of changing the speed of movement only along the vertical component, and, accordingly, the inability to adjust the trajectory of its movement to approach the target.

Задачей указанного изобретения является устранение указанных недостатков и создание самоприцеливающегося боевого элемента, конструкция которого позволит изменять траекторию его движения для обеспечения максимально возможного сближения с целью.The objective of the invention is to eliminate these drawbacks and create a self-aiming combat element, the design of which will allow you to change the trajectory of its movement to ensure the closest possible approach.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенный самоприцеливающийся боевой элемент, содержащий корпус с боевой частью, вращающийся парашют с полюсным отверстием, при этом внутри корпуса элемента перпендикулярно его продольной оси установлены выдвижные подпружиненные тормозные щитки, согласно изобретению, содержит систему автономного наведения, включающую, как минимум, соединенные между собой контроллер управления перемещением и координатор цели самоприцеливающегося боевого элемента, включающий оптический инфракрасный датчик цели, радиолокационный высотомер, соединенные с электронным блоком, при этом координатор цели дополнительно содержит магнитометрический датчик цели, соединенный с электронным блоком, включающим модуль анализа уровня инфракрасного излучения и модуль контроля изменения внешнего магнитного поля, логический модуль, один вход которого соединен с модулем анализа уровня инфракрасного излучения, другой с модулем контроля изменения внешнего магнитного поля, формирующий на выходе управляющий сигнал на срабатывание боевого элемента, причем сигнал на выходе логического модуля формируется при условии наличия одновременно на обоих входах логического модуля сигналов, формирующихся в случае превышения установленных пороговых значений инфракрасного излучения и изменения внешнего магнитного поля, при этом в нижней части корпуса установлены с возможностью качания два ракетных двигателя твердого топлива, выполненные с возможностью ступенчатого регулирования тяги, причем органы управления их работой связаны с системой автономного наведения через контроллер управления перемещением, при этом продольная ось одного из упомянутых двигателей параллельна продольной оси самоприцеливающегося боевого элемента, а продольная ось другого двигателя перпендикулярна продольной оси самоприцеливающегося боевого элемента, при этом парашют установлен с возможностью отстыковки от корпуса по команде контроллера управления перемещением.The solution to this problem is achieved by the fact that the proposed self-aiming combat element, comprising a body with a warhead, a rotating parachute with a pole hole, while inside the body of the element perpendicular to its longitudinal axis mounted retractable spring-loaded brake flaps, according to the invention, contains an autonomous guidance system, including, as minimum interconnected motion control controller and target coordinator of a self-aiming combat element, including optical infrared the target sensor, a radar altimeter connected to the electronic unit, the target coordinator further comprising a magnetometric target sensor connected to the electronic unit including an infrared radiation level analysis module and an external magnetic field change control module, a logic module, one input of which is connected to the analysis module the level of infrared radiation, another with a module for monitoring changes in the external magnetic field, forming at the output a control signal for the operation of the combat element, p what is the reason the signal at the output of the logical module is formed under the condition that there are simultaneously signals at both inputs of the logical module that are generated if the established threshold values of infrared radiation are exceeded and the external magnetic field changes, while two solid propellant rocket engines made with rocking with the possibility of stepwise regulation of traction, and the controls for their operation are connected with the autonomous guidance system through the control controller by displacement, while the longitudinal axis of one of the mentioned engines is parallel to the longitudinal axis of the self-aiming combat element, and the longitudinal axis of the other engine is perpendicular to the longitudinal axis of the self-aiming combat element, while the parachute is installed with the possibility of undocking from the body by command of the movement control controller.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 представлен общий вид самоприцеливающегося боевого элемента с выдвинутыми в рабочее положение тормозными щитками, вид сбоку, на фиг. 2 представлен общий вид самоприцеливающегося боевого элемента с выдвинутыми в рабочее положение тормозными щитками, вид сверху, на фиг. 3 представлена принципиальная схема координатора цели. Цифрами «1» и «2» на фиг. 3 показаны входы в контроллер управления перемещением/логический модуль.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a general view of a self-aiming combat element with brake flaps extended to a working position, side view, in FIG. 2 shows a general view of a self-aiming combat element with brake flaps extended to a working position, a top view, in FIG. 3 is a schematic diagram of a goal coordinator. The numbers "1" and "2" in FIG. 3 shows the inputs to the motion controller / logic module.

Координатор цели самоприцеливающегося боевого элемента 1 содержит оптический инфракрасный датчик цели 2 для сканирования местности в инфракрасных лучах, радиолокационный высотомер 3 для определения высоты нахождения боевого элемента над подстилающей поверхностью, магнитометрический датчик 4 для осуществления контроля изменения внешнего магнитного поля, электронный блок 5, модуль анализа уровня инфракрасного излучения 6, модуль контроля изменения внешнего магнитного поля 7 и контроллер управления перемещением/логический модуль 8, соединенные между собой. На корпусе самоприцеливающегося боевого элемента 1 установлен вращающийся парашют 9 с полюсным отверстием 10, и два ракетных двигателя твердого топлива 11 и 12.The target coordinator of a self-aiming combat element 1 contains an optical infrared target sensor 2 for scanning the area in infrared rays, a radar altimeter 3 for determining the height of the combat element above the underlying surface, a magnetometric sensor 4 for monitoring changes in the external magnetic field, electronic unit 5, level analysis module infrared radiation 6, a module for monitoring changes in the external magnetic field 7 and a motion control controller / logic module 8, soy Inonii together. A rotating parachute 9 with a pole hole 10 and two rocket engines of solid fuel 11 and 12 are mounted on the body of a self-aiming combat element 1.

Самоприцеливающийся боевой элемент работает следующим образом.Self-aiming combat element works as follows.

В заданной точке траектории полета реактивного снаряда выбрасывают СПБЭ, при этом вращающийся парашют 9 вводится в набегающий воздушный поток. Стабилизирующий момент вращающегося парашюта парирует начальные угловые возмущения боевого элемента и обеспечивает ему устойчивый полет. За счет полюсного отверстия 10 уменьшаются динамические нагрузки на парашют в момент ввода. Далее происходит выдвижение тормозных щитков (не обозначены) в рабочее положение. За счет совместного действия щитков и вращающегося парашюта 9 происходит уменьшение скорости движения элемента до заданной величины. Одновременно с этим происходит вращение парашюта и координатора цели, датчики которого совершают обзор местности в поиске цели.At a given point in the flight path of the rocket, SPBEs are thrown, while a rotating parachute 9 is introduced into the incident air stream. The stabilizing moment of the rotating parachute fights off the initial angular perturbations of the combat element and provides it with a stable flight. Due to the pole hole 10 decreases the dynamic load on the parachute at the time of entry. Next, the brake flaps (not marked) are extended to the working position. Due to the combined action of the shields and the rotating parachute 9, the speed of the element decreases to a predetermined value. At the same time, the parachute and the coordinator of the target rotate, whose sensors make an overview of the terrain in search of the target.

При включении координатора цели начинает работать радиолокационный высотомер 3 и электронный блок 5. При достижении заданной высоты над подстилающей поверхностью, электронный блок 5 подает команду на включение оптического инфракрасного датчика цели 2 и магнитометрического датчика 4. Оптический инфракрасный датчик цели 2 осуществляет сканирование местности. Сигнал от инфракрасного датчика цели 2 поступает на вход модуля анализа уровня инфракрасного излучения 6, и, в случае превышения порогового уровня излучения, соответствующего признакам цели, с выхода модуля анализа уровня инфракрасного излучения 6 на вход логического модуля 8 подается сигнал. Одновременно на вход модуля контроля изменения внешнего магнитного поля 7 поступает сигнал от магнитометрического датчика 4, осуществляющего контроль изменения внешнего магнитного поля. При превышении заданного порогового уровня, обусловленном присутствием объекта с заданными ферромагнитными характеристиками, с выхода модуля контроля изменения внешнего магнитного поля 7 на вход логического модуля 8 подается сигнал. При наличии на обоих входах логического модуля 8 сигналов, на выходе логического модуля 8 формируется управляющий сигнал на срабатывание боевого элемента 1.When the target coordinator is turned on, the radar altimeter 3 and the electronic unit 5 begin to work. When the specified height is reached above the underlying surface, the electronic unit 5 gives a command to turn on the optical infrared sensor of target 2 and the magnetometric sensor 4. The optical infrared sensor of target 2 scans the area. The signal from the infrared sensor of target 2 is fed to the input of the infrared radiation level analysis module 6, and, if the threshold level of radiation corresponding to the target is exceeded, the signal is output from the output of the infrared radiation level analysis module 6 to the input of logic module 8. At the same time, the signal from the magnetometric sensor 4, which controls the change in the external magnetic field, is received at the input of the module for monitoring changes in the external magnetic field 7. When exceeding a predetermined threshold level due to the presence of an object with predetermined ferromagnetic characteristics, a signal is output from the output of the control module for changes in the external magnetic field 7 to the input of the logical module 8. If there are signals at both inputs of logic module 8, a control signal is generated at the output of logic module 8 to trigger the combat element 1.

При значительном удалении самоприцеливающегося боевого элемента от цели, например, при движении цели со значительной скоростью или достаточно большой ветровой нагрузке, логический модуль 8 выдает команду на отстрел вращающегося парашюта 9 и включение ракетного двигателя твердого топлива 11 или 12, или обоих одновременно, при этом время работы двигателей 11 и 12 определяется требуемой траекторией движения к цели. При включении двигателя 11 происходит замедление падения СПБЭ и набор требуемой высоты полета, а включение двигателя 12 позволит приблизиться к цели на требуемое расстояние, после чего происходит срабатывание боевой части СПБЭ.When the self-aiming combat element is significantly removed from the target, for example, when the target moves at a significant speed or a sufficiently large wind load, the logic module 8 issues a command to shoot a rotating parachute 9 and turn on the solid fuel rocket engine 11 or 12, or both at the same time the operation of engines 11 and 12 is determined by the required trajectory of movement towards the target. When the engine 11 is turned on, the fall of the SPBE is slowed down and the required flight altitude is set, and the inclusion of the engine 12 will allow it to approach the target at the required distance, after which the warhead of the SPBE is triggered.

Использование предложенного технического решения позволит повысить боевую эффективность самоприцеливающегося боевого элемента за счет активного изменения траектории его движения для обеспечения максимально возможного сближения с целью.Using the proposed technical solution will increase the combat effectiveness of a self-aiming combat element by actively changing the trajectory of its movement to ensure the closest possible approach to the target.

Claims (1)

Самоприцеливающийся боевой элемент, содержащий корпус с боевой частью, вращающийся парашют с полюсным отверстием, при этом внутри корпуса элемента, перпендикулярно его продольной оси, установлены выдвижные подпружиненные тормозные щитки, отличающийся тем, что он содержит систему автономного наведения, включающую, как минимум, соединенные между собой контроллер управления перемещением и координатор цели самоприцеливающегося боевого элемента, включающий оптический инфракрасный датчик цели, радиолокационный высотомер, соединенные с электронным блоком, при этом координатор цели дополнительно содержит магнитометрический датчик цели, соединенный с электронным блоком, включающим модуль анализа уровня инфракрасного излучения и модуль контроля изменения внешнего магнитного поля, логический модуль, один вход которого соединен с модулем анализа уровня инфракрасного излучения, другой с модулем контроля изменения внешнего магнитного поля, формирующий на выходе управляющий сигнал на срабатывание боевого элемента, причем сигнал на выходе логического модуля формируется при условии наличия одновременно на обоих входах логического модуля сигналов, формирующихся в случае превышения установленных пороговых значений инфракрасного излучения и изменения внешнего магнитного поля, при этом в нижней части корпуса установлены с возможностью качания два ракетных двигателя твердого топлива, выполненные с возможностью ступенчатого регулирования тяги, причем органы управления их работой связаны с системой автономного наведения через контроллер управления перемещением, при этом продольная ось одного из упомянутых двигателей параллельна продольной оси самоприцеливающегося боевого элемента, а продольная ось другого двигателя перпендикулярна продольной оси самоприцеливающегося боевого элемента, при этом парашют установлен с возможностью отстыковки от корпуса по команде контроллера управления перемещением.Self-aiming combat element comprising a body with a warhead, a rotating parachute with a pole hole, while inside the body of the element, perpendicular to its longitudinal axis, retractable spring-loaded brake flaps are installed, characterized in that it comprises an autonomous guidance system including at least connected between a motion control controller and a target coordinator of a self-aiming combat element, including an optical infrared target sensor, a radar altimeter connected to an electronic unit, wherein the target coordinator further comprises a magnetometric target sensor connected to an electronic unit including an infrared radiation level analysis module and an external magnetic field change control module, a logic module, one input of which is connected to an infrared radiation level analysis module, the other with a control module changes in the external magnetic field, forming at the output a control signal for the operation of the combat element, and the signal at the output of the logical module is formed by and the condition that there are simultaneously signals at both inputs of the logic module that are generated when the established threshold values of infrared radiation are exceeded and the external magnetic field changes, two rocket engines of solid fuel capable of rocket control are installed with the possibility of rocking in the lower part of the housing, moreover, governing bodies of their work are connected with the autonomous guidance system through the motion control controller, while the longitudinal axis of one of the mentioned x engines are parallel to the longitudinal axis of the self-aiming combat element, and the longitudinal axis of the other engine is perpendicular to the longitudinal axis of the self-aiming combat element, while the parachute is installed with the possibility of undocking from the body by command of the motion control controller.
RU2016120165A 2016-05-24 2016-05-24 Self-targeting battle element RU2652771C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016120165A RU2652771C2 (en) 2016-05-24 2016-05-24 Self-targeting battle element

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016120165A RU2652771C2 (en) 2016-05-24 2016-05-24 Self-targeting battle element

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016120165A RU2016120165A (en) 2017-11-29
RU2652771C2 true RU2652771C2 (en) 2018-04-28

Family

ID=60580736

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016120165A RU2652771C2 (en) 2016-05-24 2016-05-24 Self-targeting battle element

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2652771C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2688712C1 (en) * 2018-07-06 2019-05-22 Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" Method of hitting aerial target with ammunition with non-contact target sensor

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3713387A (en) * 1969-03-20 1973-01-30 Us Navy High speed fail safe weapon retarding system
JPH0415500A (en) * 1990-05-09 1992-01-20 Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency Multi-stage type missile
US5237925A (en) * 1991-06-18 1993-08-24 Rheinmetall Gmbh Deceleration element for a submunition unit
RU2070711C1 (en) * 1994-07-04 1996-12-20 Конструкторское бюро приборостроения High-speed rocket deceleration device
JP4015500B2 (en) * 2002-08-02 2007-11-28 富士フイルム株式会社 Code data generation server, data processing server, and sound data conversion system
RU2451262C1 (en) * 2011-01-12 2012-05-20 Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Self-aiming submunition
RU2577731C1 (en) * 2014-11-20 2016-03-20 Виталий Борисович Шепеленко Warhead with target coordinator

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3713387A (en) * 1969-03-20 1973-01-30 Us Navy High speed fail safe weapon retarding system
JPH0415500A (en) * 1990-05-09 1992-01-20 Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency Multi-stage type missile
US5237925A (en) * 1991-06-18 1993-08-24 Rheinmetall Gmbh Deceleration element for a submunition unit
RU2070711C1 (en) * 1994-07-04 1996-12-20 Конструкторское бюро приборостроения High-speed rocket deceleration device
JP4015500B2 (en) * 2002-08-02 2007-11-28 富士フイルム株式会社 Code data generation server, data processing server, and sound data conversion system
RU2451262C1 (en) * 2011-01-12 2012-05-20 Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Self-aiming submunition
RU2577731C1 (en) * 2014-11-20 2016-03-20 Виталий Борисович Шепеленко Warhead with target coordinator

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2688712C1 (en) * 2018-07-06 2019-05-22 Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" Method of hitting aerial target with ammunition with non-contact target sensor

Also Published As

Publication number Publication date
RU2016120165A (en) 2017-11-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9658040B1 (en) Methods for extended-range, enhanced-precision gun-fired rounds using g-hardened flow control systems
DE69607944T2 (en) METHOD AND DEVICE FOR RAILWAY CORRECTION OF A BALLISTIC BULLET BY RADIAL PUSHING
US5669581A (en) Spin-stabilized guided projectile
US8563910B2 (en) Systems and methods for targeting a projectile payload
US4533094A (en) Mortar system with improved round
US20120068002A1 (en) Guided missile
US4519315A (en) Fire and forget missiles system
US5123612A (en) Projectile and process for its use
RU2527610C2 (en) Two-stage antitank guided missile
US5112006A (en) Self defense missile
RU2652771C2 (en) Self-targeting battle element
RU2544446C1 (en) Rolling cruise missile
RU2660998C1 (en) Unmanned aerial vehicles capturing device
RU2713546C2 (en) Cruise missile and method of combat use thereof
RU2451262C1 (en) Self-aiming submunition
RU2634875C1 (en) Damage agent with target coordinator
US3869101A (en) Infantry missile for combat against ground targets
RU2576214C1 (en) Anti-tank mine
RU2669881C1 (en) Unmanned system of active countermeasures of the uav
RU2577731C1 (en) Warhead with target coordinator
RU2576825C1 (en) Engineered ammunition with target coordinator
DE3337873A1 (en) BULLET FOR GRENADE LAUNCHER SYSTEMS
Koruba et al. Automatic control of an anti-tank guided missile based on polynomial functions
RU2336486C2 (en) Complex of aircraft self-defense against ground-to-air missiles
RU2601241C2 (en) Ac active protection method and system for its implementation (versions)

Legal Events

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

Effective date: 20180525