RU2705678C2 - Firing method of separate controllable separately-charged projectile rocket and projectile for implementation thereof - Google Patents

Firing method of separate controllable separately-charged projectile rocket and projectile for implementation thereof Download PDF

Info

Publication number
RU2705678C2
RU2705678C2 RU2017127622A RU2017127622A RU2705678C2 RU 2705678 C2 RU2705678 C2 RU 2705678C2 RU 2017127622 A RU2017127622 A RU 2017127622A RU 2017127622 A RU2017127622 A RU 2017127622A RU 2705678 C2 RU2705678 C2 RU 2705678C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compartment
head
control
projectile
tail
Prior art date
Application number
RU2017127622A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2017127622A3 (en
RU2017127622A (en
Inventor
Владимир Николаевич Слободчиков
Алексей Борисович Корнеев
Юрий Николаевич Жаров
Алексей Алексеевич Аксенов
Денис Иванович Маркин
Александр Сергеевич Коледов
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство 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 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority to RU2017127622A priority Critical patent/RU2705678C2/en
Publication of RU2017127622A publication Critical patent/RU2017127622A/en
Publication of RU2017127622A3 publication Critical patent/RU2017127622A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2705678C2 publication Critical patent/RU2705678C2/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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

FIELD: weapons.
SUBSTANCE: group of inventions relates to artillery equipment, in particular to tank controlled projectiles of separate loading with parts of projectile attached in barrel channel. According to the firing method separate missile of projectile parts is performed by rocket projectile of separate loading. These parts are coupled in the barrel bore with an arbitrary mutual angular position. Control commands are generated in executive coordinate system of tail control compartment. Permanent magnet is arranged on interface surface of head control compartment. Magnetoresistive transducer of angular position is arranged on tail surface of tail section. After projectile start-up, angle of mutual position of compartments is additionally measured and memorized. In the flight of the missile, control commands are sent from the ground control equipment or from the homing head to the coordinate converter of the head compartment for the onboard computer. Coordinates of the target are converted from the measuring system of coordinates of the head compartment to the executive coordinate system of the tail control compartment as per analytical dependencies.
EFFECT: technical result is higher accuracy of guidance of separate projectile with parts of projectile jointed in barrel with arbitrary angle of mutual orientation.
3 cl, 2 dwg

Description

Предполагаемое изобретение относится к артиллерийской технике, в частности к танковым управляемым реактивным снарядам раздельного заряжания со стыкуемыми в канале ствола частями снаряда.The alleged invention relates to artillery technology, in particular to tank guided rocket shells of separate loading with muzzle parts mating in the bore.

Известен управляемый артиллерийский снаряд (Патент RU 2114386, МКИ F42B 15/00, F42B 39/00), состоящий из отсека управления и "снарядного" отсека, уложенных в соответствующие им герметичные футляры с быстросъемными крышками и стыкуемых друг с другом при помощи быстродействующего замка непосредственно перед заряжанием в ствол орудия, отличающийся тем, что быстродействующий замок для стыковки с отсеком управляемого артиллерийского снаряда снабжен фиксирующими радиальными винтами, частично ввернутыми в корпус отсека управления, при этом часть фиксирующих радиальных винтов, выступающая за наружную поверхность корпуса отсека, размещается в сквозных радиальных отверстиях, выполненных в обечайке футляра под быстросъемной крышкой, а внутренняя цилиндрическая поверхность обечайки футляра, контактирующая с наружной поверхностью отсека управления в районе фиксирующих радиальных винтов, имеет диаметр, соответствующий диаметру выступов нарезной части канала ствола.Known artillery projectile (Patent RU 2114386, MKI F42B 15/00, F42B 39/00), consisting of a control compartment and a "projectile" compartment, stacked in their respective sealed cases with quick-release covers and mated with each other using a quick lock directly before loading into the barrel of the gun, characterized in that the quick lock for docking with the compartment of the guided artillery shell is equipped with fixing radial screws, partially screwed into the housing of the control compartment, while the part is fixed their radial screws protruding beyond the outer surface of the compartment body, is located in the through radial holes made in the shell of the case under the quick-release cover, and the inner cylindrical surface of the shell of the case in contact with the outer surface of the control compartment in the region of the fixing radial screws has a diameter corresponding to the diameter of the protrusions threaded portion of the bore.

Недостатком данной конструкции снаряда и способа стрельбы является необходимость ручной стыковки перед выстрелом, что не позволяет использовать их в штатном механизме заряжания танка.The disadvantage of this design of the projectile and the method of firing is the need for manual docking before firing, which does not allow their use in a regular tank loading mechanism.

Известен танковый управляемый реактивный снаряд 9М112 («Кобра») раздельного заряжания (см. «Противотанковая управляемая ракета 9М112М2 (9М124). Техническое описание и инструкция по эксплуатации.», Военное издательство МО СССР, М., 1990 г.). Танковый управляемый реактивный снаряд (ТУРС) состоит из двух раздельно транспортируемых в укупорочном ящике или боеукладке танка частей: головного отсека и хвостового отсека, соединяемых между собой в лотках механизма заряжания танка в процессе досылания ракеты в камору пушки. Головной отсек ТУРС состоит из боевой части и двигателя. В задней крышке двигателя имеется кольцевая проточка под пружинное распорное кольцо узла механической стыковки отсеков и стопоров для остановки ракеты в каморе пушки при досылании. Хвостовой отсек состоит из аппаратурного отсека и метательного устройства. В аппаратурном отсеке размещены вся бортовая аппаратура ракеты, ее рули, крылья и ответная часть механизма стыковки с головным отсеком. Несущими элементами аппаратурного отсека являются обечайка с передней крышкой и поддон. На передней крышке установлено пружинное распорное кольцо механизма стыковки.Known tank guided missile 9M112 ("Cobra") separate loading (see. "Antitank guided missile 9M112M2 (9M124). Technical description and operating instructions.", Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, M., 1990). A tank guided missile (TURS) consists of two parts separately transported in a closure box or an ammunition compartment of the tank: the head compartment and the tail compartment, interconnected in the trays of the tank loading mechanism during the sending of the missile into the gun’s chamber. Tours head compartment consists of a warhead and an engine. In the back cover of the engine there is an annular groove under the spring spacer ring of the mechanical docking unit of the compartments and stoppers for stopping the rocket in the chamber of the gun during compression. The tail compartment consists of a hardware compartment and a throwing device. The instrument compartment contains all the onboard equipment of the rocket, its rudders, wings and the reciprocal part of the docking mechanism with the head compartment. Bearing elements of the hardware compartment are a shell with a front cover and a pallet. On the front cover is installed a spring spacer ring of the docking mechanism.

Разделение управляемого артиллерийского снаряда 9М1122 на два отсека, стыкуемых друг с другом непосредственно перед боевым применением, и упаковка каждого из отсеков в соответствующие герметичные футляры, позволяет разместить отсеки снаряда в ячейки боеукладок, предназначенных для штатных снарядов и метательных зарядов, что обеспечивает возможность размещения ТУРС в танке в определенном сочетании с неуправляемыми снарядами, необходимом для выполнения боевых задач в минимально возможное время.The separation of the guided artillery shell 9M1122 into two compartments, mating with each other immediately before combat use, and packing each of the compartments in the appropriate sealed cases, allows you to place the compartments of the projectile in the cells of ammunition intended for standard shells and missile charges, which makes it possible to place the TOUR in tank in a certain combination with unguided shells, necessary to perform combat missions in the shortest possible time.

Таким образом, сущность известного способа стрельбы заключается в следующем:Thus, the essence of the known method of shooting is as follows:

- раздельная укладка головного отсека и хвостового отсека управления снаряда в лотки автомата заряжания;- separate stacking of the head compartment and the tail compartment of the projectile control in the trays of the automatic loader;

- поочередный досыл головного отсека и отсека управления в канал ствола;- alternate sending of the head compartment and the control compartment into the bore;

- стыковка отсеков в канале ствола при помощи быстродействующего замка с произвольным углом взаимной ориентации;- docking compartments in the barrel using a high-speed lock with an arbitrary angle of relative orientation;

- взведение бортовой батареи питания;- charging the onboard battery;

- производство выстрела после выхода батареи питания на режим;- firing a shot after the battery is in mode;

- управляемый полет снаряда в связанной системе координат рулей привода.- controlled flight of the projectile in the associated coordinate system of the rudders of the drive.

Данный способ обеспечивает управление снарядом при отсутствии координатора цели в головном отсеке, по координатам получаемым от наземной аппаратуры управления в хвостовой отсек. При наличии на борту ракеты собственного координатора цели, например, головки самонаведения (ГСН), расположенной в головном отсеке, команды управления поступают в измерительной системе координат головного отсека. При раздельном досыле отсеков и стыковке их в канале ствола орудия с произвольным углом взаимного положения, оси измерительной системы головного отсека и исполнительной системы отсека управления не совпадают, что требует наличие информации о угле взаимного положения и преобразования команд управления из одной системы в другую.This method provides projectile control in the absence of a target coordinator in the head compartment, according to the coordinates received from ground control equipment in the tail compartment. If the missile has its own coordinator of the target, for example, a homing head (GOS) located in the head compartment, control commands are received in the measuring coordinate system of the head compartment. When the compartments are separated separately and docked in the gun barrel with an arbitrary angle of relative position, the axes of the measuring system of the head compartment and the executive system of the control compartment do not coincide, which requires the availability of information about the relative position angle and conversion of control commands from one system to another.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение точности наведения танкового управляемого реактивного снаряда раздельного заряжания, со стыкуемыми в канале ствола частями снаряда с произвольным углом взаимной ориентации после стыковки, при наличии "скручивания" систем координат головного и хвостового отсеков управления.The objective of the invention is to ensure the accuracy of guidance of a tank guided missile shell of separate loading, with mating parts of the projectile with an arbitrary angle of mutual orientation after mating in the barrel channel, in the presence of "twisting" of the coordinate systems of the head and tail control compartments.

Задача решается следующим образом. В предлагаемом способе стрельбы танковым управляемым реактивным снарядом раздельного заряжания, включающем раздельный досыл головного отсека и хвостового отсека управления, стыковку их в канале ствола с произвольным взаимным угловом положением, формирование команд управления в исполнительной системе координат хвостового отсека управления, после стыковки частей снаряда дополнительно измеряют и запоминают угол α взаимного положения отсеков и осуществляют преобразование координат цели из измерительной системы координат головного отсека в исполнительную систему координат хвостового отсека управления по формуле (по зависимостям):The problem is solved as follows. In the proposed method of firing a tank guided rocket shell of separate loading, including a separate double head and tail section of the control compartment, docking them in the barrel with an arbitrary mutual angular position, the formation of control commands in the executive coordinate system of the tail section of the control, after docking parts of the projectile is additionally measured and remember the angle α of the relative position of the compartments and convert the coordinates of the target from the measuring coordinate system of the head tseka to the executive coordinate system of the tail control compartment according to the formula (according to dependencies):

Zp2=Zи×Cos(α)-Yи×Sin(α)Zp 2 = Z and × Cos (α) -Y and × Sin (α)

Yp2=Yи×Sin(α)+Zи×Cos(α)Yp 2 = Yи × Sin (α) + Zи × Cos (α)

где: α - измеренный угол взаимного положения отсеков;where: α is the measured angle of relative position of the compartments;

ZP2, YP2 - текущие координаты цели, преобразованные в исполнительную систему координат хвостового отсека управления;Z P2 , Y P2 - the current coordinates of the target, converted into an executive coordinate system of the tail control compartment;

Zи, Yи - текущие координаты цели в измерительной системе координат головного отсека.Zи, Yи - current coordinates of the target in the measuring coordinate system of the head compartment.

Вычисление составляющих Zи⋅cos(α), ZЛ⋅sin(α), YЛ⋅cos(α) и YЛ⋅sin(α) в заявляемом способе осуществляют с высокой точностью в аппаратуре управления снарядом с помощью бортовой электронно-вычислительной машины.The calculation of the components Z and Cos (α), Z L ⋅ sin (α), Y L ⋅ cos (α) and Y L ⋅ sin (α) in the inventive method is carried out with high accuracy in the apparatus of the projectile control using an on-board electronic computer .

Угол (α) взаимного положения измерительной системы координат головного отсека и исполнительной системы координат хвостового отсека управления определяют путем измерения вектора магнитного поля постоянного магнита, расположенного на стыковочном узле головного отсека, и магниторезистивного датчика угла, расположенного на стыковочном узле хвостового отсека управления.The angle (α) of the relative position of the measuring coordinate system of the head compartment and the executive coordinate system of the tail compartment of the control is determined by measuring the magnetic field vector of the permanent magnet located on the docking unit of the head compartment, and a magnetoresistive angle sensor located on the docking site of the tail compartment of the control.

Танковый управляемый реактивный снаряд раздельного заряжания (ТУРС), состоящий из головного и хвостового отсеков управления, стыкуемых друг с другом быстродействующим замком непосредственно в канале ствола орудия, содержит на стыковочной поверхности головного отсека постоянный магнит, вектор намагничивания которого перпендикулярен оси X снаряда и совпадает с направлением измерительной оси Z головного отсека, а на стыковочной поверхности хвостового отсека управления расположен магниторегистивный датчик углового положения, измерительная ось которого перпендикулярна оси X снаряда и совпадает с исполнительной осью Z хвостового отсека управления.Separate-loading tank guided missile (TURS), consisting of the head and tail control compartments, mated with each other by a quick-acting lock directly in the gun barrel channel, contains a permanent magnet on the docking surface of the head compartment, the magnetization vector of which is perpendicular to the X axis of the projectile and coincides with the direction measuring axis Z of the head compartment, and on the connecting surface of the tail compartment of the control there is a magnetoresistive angle sensor, measure te a which is perpendicular to the axis X of the projectile axis and coincides with the axis Z caudal executive control module.

Изобретение поясняется чертежами фиг. 1 и фиг. 2.The invention is illustrated by the drawings of FIG. 1 and FIG. 2.

На фиг. 1 показана бортовая система управления ТУРС раздельного заряжания в состыкованном виде, где:In FIG. 1 shows the on-board control system of the TURS separate loading in docked form, where:

1 - головной отсек управления;1 - head control compartment;

2 - хвостовой отсек управления;2 - a tail compartment of management;

3 - координатор цели, например ГСН;3 - target coordinator, for example, GOS;

4 - канал передачи информации головного отсека;4 - channel for transmitting information of the head compartment;

5 - постоянный магнит на стыковочном узле головного отсека;5 - a permanent magnet at the docking unit of the head compartment;

6 - магниторезистивный датчик взаимного углового положения отсеков;6 - magnetoresistive sensor of the mutual angular position of the compartments;

7 - канал приема информации хвостового отсека;7 - channel for receiving tail section information;

8 - преобразователь координат цели из измерительной системы координат головного отсека в исполнительную систему координат отсека управления;8 - target coordinate converter from the measuring coordinate system of the head compartment to the executive coordinate system of the control compartment;

9 - блок управления рулевым приводом;9 - steering control unit;

10 - исполнительные рули ТУРС.10 - executive steering wheel Tours.

На фиг. 2 показана структурная схема синусно-косинусного преобразователя координат цели из измерительной системы координат головного отсека в исполнительную систему координат хвостового отсека управления, где:In FIG. 2 shows a structural diagram of a sine-cosine converter of target coordinates from the measuring coordinate system of the head compartment to the executive coordinate system of the tail control compartment, where:

11 - вычислитель функций sin и cos угла взаимного положения отсеков;11 - calculator of the functions sin and cos of the angle of relative position of the compartments;

12, 13, 14 и 15 - перемножители;12, 13, 14 and 15 - multipliers;

16 и 17 - сумматоры.16 and 17 are adders.

Система работает следующим способом.The system works as follows.

После досыла и стыковки частей ТУРС 1 и 2 в канале ствола до выстрела или на начальном участке полета с помощью магниторезистивного датчика угла 6, расположенного на хвостовом отсеке управления, и постоянного магнита 5, расположенного на головном отсеке, измеряется и запоминается угол взаимного положения осей измерительной системы координат головного отсека и исполнительной системы координат хвостового отсека. В полете ТУРС после захвата цели координатором 3, например, ГСН, координаты цели по каналу передачи 4 через канал приема 7 поступают в преобразователь координат 8 в измерительной системе координат головного отсека. В преобразователе координат 8 осуществляется синусно-косинусное преобразование координат в команды управления приводом 9 с учетом угла α взаимного положения отсеков, измеренного магниторезистивным датчиком 6 и запомненного в вычислителе значения функций sin и cos угла взаимного положения отсеков 11. Преобразование осуществляется с помощью четырех перемножителей 12…15 и двух сумматоров 16 и 17. Запоминание значения угла α, вычисление функций sin и cos угла и решение уравнения синусно-косинусного преобразования координат осуществляется цифровым методом с помощью бортового вычислителя на микроконтроллере, например, типа 1989ВЕ92.After sending and docking the parts of the TURS 1 and 2 in the bore to the shot or at the initial flight section using the magnetoresistive angle sensor 6 located on the tail compartment of the control and the permanent magnet 5 located on the head compartment, the angle of the relative position of the measuring axes is measured and stored coordinate system of the head compartment and the executive coordinate system of the tail compartment. In flight TURS after capture of the target by the coordinator 3, for example, GOS, the coordinates of the target on the transmission channel 4 through the reception channel 7 are received in the coordinate transformer 8 in the measuring coordinate system of the head compartment. In the coordinate transformer 8, the sine-cosine transformation of the coordinates into control commands of the drive 9 is carried out taking into account the angle α of the relative position of the compartments, measured by the magnetoresistive sensor 6 and the values of the functions sin and cos of the angle of the relative position of the compartments stored in the calculator 11. The conversion is carried out using four multipliers 12 ... 15 and two adders 16 and 17. The value of the angle α is stored, the sin and cos functions are calculated, and the sine-cosine coordinate transformation equation is solved digitally Methods for using the onboard computer on a microcontroller, such as type 1989VE92.

Предложенный способ стрельбы обеспечивает расширение функциональных возможностей снарядов с датчиком цели в головном отсеке. Измерение угла взаимного расположения отсеков управления снаряда с помощью магниторезистивного датчика угла и постоянного магнита, расположенных на стыковочных узлах хвостового и головного отсеков соответственно, и последующее преобразование координат из измерительной в исполнительную систему позволило упростить бортовую аппаратуру управления и обеспечило надежное управление ТУРС раздельного заряжания с координатором в головной часта при произвольном угле стыковки отсеков.The proposed method of firing provides an extension of the functionality of shells with a target sensor in the head compartment. Measurement of the angle of the relative position of the projectile control compartments using a magnetoresistive angle sensor and a permanent magnet located on the docking nodes of the tail and head compartments, respectively, and the subsequent conversion of coordinates from the measuring to the executive system made it possible to simplify the on-board control equipment and ensured reliable control of the separate charging TURS with head part at an arbitrary angle of docking compartments.

Claims (7)

1. Способ стрельбы танковым управляемым реактивным снарядом раздельного заряжания, состоящим из головного и хвостового отсеков управления, включающий их раздельный досыл, стыковку в канале ствола орудия с произвольным взаимным угловым положением, формирование команд управления в исполнительной системе координат хвостового отсека управления, отличающийся тем, что на стыковочной поверхности головного отсека управления располагают постоянный магнит, а на стыковочной поверхности хвостового отсека - магниторезистивный датчик углового положения, после старта снаряда дополнительно измеряют и запоминают угол α взаимного положения отсеков, в полете реактивного снаряда подают команды управления от наземной аппаратуры управления или от головки самонаведения в преобразователь координат головного отсека для бортового вычислителя, осуществляют преобразование координат цели из измерительной системы координат головного отсека в исполнительную систему координат хвостового отсека управления по зависимостям:1. The method of firing a tank guided rocket shell of separate loading, consisting of the head and tail control compartments, including their separate delivery, docking in the barrel of the gun with an arbitrary mutual angular position, the formation of control commands in the executive coordinate system of the tail control compartment, characterized in that a permanent magnet is placed on the connecting surface of the head control compartment, and a magnetoresistive angle sensor on the connecting surface of the tail compartment Positions, after the projectile is launched, the angle α of the relative position of the compartments is additionally measured and stored, in flight of the rocket the command is sent from ground control equipment or from the homing head to the coordinate converter of the head compartment for the on-board computer, the target coordinates are converted from the measuring coordinate system of the head compartment to executive coordinate system of the tail control compartment according to the dependencies: Zp2=Zи×Cos(α)-Yи×Sin(α),Zp 2 = Z and × Cos (α) -Y and × Sin (α), Yp2=Yи×Sin(α)+Zи×Cos(α),Yp 2 = Yи × Sin (α) + Zи × Cos (α), где ZP2, YP2 - текущие координаты цели, преобразованные в исполнительную систему координат хвостового отсека управления;where Z P2 , Y P2 - the current coordinates of the target, converted into an executive coordinate system of the tail control compartment; Zи, Yи - текущие координаты цели в измерительной системе координат головного отсека.Zи, Yи - current coordinates of the target in the measuring coordinate system of the head compartment. 2. Способ стрельбы по п. 1, отличающийся тем, что угол взаимного положения измерительной системы координат головного отсека и исполнительной системы координат хвостового отсека управления определяют измерением вектора магнитного поля постоянного магнита, расположенного на головном отсеке, и магниторезистивным датчиком углового положения, расположенным на хвостовом отсеке управления.2. The firing method according to claim 1, characterized in that the angle of the relative position of the measuring coordinate system of the head compartment and the executive coordinate system of the tail compartment of the control is determined by measuring the magnetic field vector of the permanent magnet located on the head compartment and a magnetoresistive angle sensor located on the tail control compartment. 3. Танковый управляемый реактивный снаряд раздельного заряжания, состоящий из головного и хвостового отсеков управления, стыкуемых друг с другом быстродействующим замком непосредственно в процессе выстрела в канале ствола орудия, снаряд содержит блок управления рулевым приводом и исполнительные рули, а хвостовой отсек содержит канал приема информации, выполненный с возможностью получения координат цели от наземной аппаратуры управления или канала передачи информации головного отсека при наличии в последнем собственного координатора цели, отличающийся тем, что на стыковочной поверхности головного отсека управления расположен постоянный магнит, а на стыковочной поверхности хвостового отсека управления - магниторезистивный датчик углового положения, причем вектор намагничивания постоянного магнита перпендикулярен оси X снаряда и совпадает с направлением измерительной оси Z головного отсека, а измерительная ось магниторезистивного датчика перпендикулярна оси X снаряда и совпадает с исполнительной осью Z хвостового отсека управления, причем снаряд дополнительно содержит преобразователь координат цели из измерительной системы в исполнительную систему управления рулевым приводом.3. The tank guided missile of separate loading, consisting of the head and tail control compartments, mated with each other by a quick lock directly in the process of firing in the gun barrel, the projectile contains a control unit for the steering gear and executive rudders, and the tail compartment contains an information receiving channel, made with the possibility of obtaining the coordinates of the target from ground control equipment or a channel for transmitting information of the head compartment if the latter has its own coordinator and targets, characterized in that a permanent magnet is located on the connecting surface of the head control compartment, and a magnetoresistive sensor of angular position is located on the connecting surface of the tail control compartment, the magnetization vector of the permanent magnet being perpendicular to the projectile axis X and coinciding with the direction of the measuring axis Z of the head compartment, and the measuring axis of the magnetoresistive sensor is perpendicular to the X axis of the projectile and coincides with the executive axis Z of the tail of the control compartment, and the projectile additionally with will have a target coordinate transformer from the measuring system to the steering control executive system.
RU2017127622A 2017-08-01 2017-08-01 Firing method of separate controllable separately-charged projectile rocket and projectile for implementation thereof RU2705678C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017127622A RU2705678C2 (en) 2017-08-01 2017-08-01 Firing method of separate controllable separately-charged projectile rocket and projectile for implementation thereof

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017127622A RU2705678C2 (en) 2017-08-01 2017-08-01 Firing method of separate controllable separately-charged projectile rocket and projectile for implementation thereof

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017127622A RU2017127622A (en) 2019-02-04
RU2017127622A3 RU2017127622A3 (en) 2019-04-25
RU2705678C2 true RU2705678C2 (en) 2019-11-11

Family

ID=65270666

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017127622A RU2705678C2 (en) 2017-08-01 2017-08-01 Firing method of separate controllable separately-charged projectile rocket and projectile for implementation thereof

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2705678C2 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4127243A (en) * 1976-04-02 1978-11-28 Aktiebolaget Bofors Device for a missile or the like
RU2114386C1 (en) * 1997-05-20 1998-06-27 Конструкторское бюро приборостроения Guided artillery projectile
RU2176377C2 (en) * 2000-01-17 2001-11-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Guided missile control bay
RU2247297C1 (en) * 2003-07-24 2005-02-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method for firing of guided missile with laser semi- active homing head
RU2357189C1 (en) * 2007-09-26 2009-05-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования " Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" 'kashpir' tank round of separate loading

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4127243A (en) * 1976-04-02 1978-11-28 Aktiebolaget Bofors Device for a missile or the like
RU2114386C1 (en) * 1997-05-20 1998-06-27 Конструкторское бюро приборостроения Guided artillery projectile
RU2176377C2 (en) * 2000-01-17 2001-11-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Guided missile control bay
RU2247297C1 (en) * 2003-07-24 2005-02-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method for firing of guided missile with laser semi- active homing head
RU2357189C1 (en) * 2007-09-26 2009-05-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования " Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" 'kashpir' tank round of separate loading

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Противотанковая управляемая ракета 9М112М2 (9М124). Техническое описание и инструкция по эксплуатации, Военное издательство МО СССР, Москва, 1990 г. *

Also Published As

Publication number Publication date
RU2017127622A3 (en) 2019-04-25
RU2017127622A (en) 2019-02-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9194678B2 (en) Modular rocket system
CN113011011A (en) Shell track correction method and device, storage medium and electronic device
US6565036B1 (en) Technique for improving accuracy of high speed projectiles
RU2659622C1 (en) Rotating along the roll angle with direction gyroscope to the target acquisition zone by the homing head rocket outputting method and system for its implementation
US7032493B2 (en) Rocket launcher system and method for controlling a rocket launcher system
US6244535B1 (en) Man-packable missile weapon system
US11601214B2 (en) System and method for nulling or suppressing interfering signals in dynamic conditions
US20100313741A1 (en) Applications of directional ammunition discharged from a low velocity cannon
US20170307334A1 (en) Apparatus and System to Counter Drones Using a Shoulder-Launched Aerodynamically Guided Missile
US6629668B1 (en) Jump correcting projectile system
Morrison et al. Guidance and control of a cannon-launched guided projectile
EP3513139B1 (en) Robot arm launching system
RU2624258C2 (en) Weapons system for onshore assets destruction and method of its application from the underwater platforms
RU2705678C2 (en) Firing method of separate controllable separately-charged projectile rocket and projectile for implementation thereof
RU2542691C1 (en) Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions)
RU2583347C1 (en) Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system
RU2382313C2 (en) Antiaircraft self-contained complex of submarine self-defense (sds "spider") and method of its use
RU2529828C1 (en) Firing of guided missile
RU2664529C1 (en) Guided artillery shell
RU2442097C1 (en) Combat vehicle
RU2111445C1 (en) Individual-use guided anti-aircraft missile
RU105422U1 (en) RECOGNITION-FIRE COMPLEX OF TANK WEAPONS
RU2546726C1 (en) Antisubmarine cruise missile and its application method
US20170176157A1 (en) Low cost guided munition capable of deployment by most soldiers
RU2627334C1 (en) Autonomous jet projectile control unit