RU2707637C1 - Способ поражения воздушной цели управляемой ракетой - Google Patents

Способ поражения воздушной цели управляемой ракетой Download PDF

Info

Publication number
RU2707637C1
RU2707637C1 RU2019104069A RU2019104069A RU2707637C1 RU 2707637 C1 RU2707637 C1 RU 2707637C1 RU 2019104069 A RU2019104069 A RU 2019104069A RU 2019104069 A RU2019104069 A RU 2019104069A RU 2707637 C1 RU2707637 C1 RU 2707637C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
target
missile
warhead
time
guided missile
Prior art date
Application number
RU2019104069A
Other languages
English (en)
Inventor
Валерий Георгиевич Слугин
Александр Анатольевич Зубарев
Николай Владимирович Орлов
Валерий Николаевич Мартынец
Янина Леонтьевна Кузьмич
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 RU2019104069A priority Critical patent/RU2707637C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2707637C1 publication Critical patent/RU2707637C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
    • F42B12/20—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect of high-explosive type
    • F42B12/22—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect of high-explosive type with fragmentation-hull construction
    • F42B12/32—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect of high-explosive type with fragmentation-hull construction the hull or case comprising a plurality of discrete bodies, e.g. steel balls, embedded therein or disposed around the explosive charge
    • 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
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в зенитных ракетных комплексах, а также в артиллерии. Технический результат - повышение вероятности поражения цели управляемой ракетой. По способу измеряют дальности и скорости цели и ракеты, наводимой на встречный курс цели. Осуществляют подрыв боевой части ракеты на заданной дальности с образованием кругового поля поражающих элементов, движущихся к цели. При этом в процессе наведения управляемой ракеты определяют текущее время ее полета до подрыва боевой части перед целью. Учитывают полетные характеристики - координаты и скорости цели и управляемой ракеты. Учитывают интервал времени между моментами измерения координат цели и управляемой ракеты, запаздывания в тракте управления управляемой ракеты, величину промаха управляемой ракеты на момент подрыва боевой части и время после подрыва боевой части. По этому времени определяют величину необходимого радиуса кругового поля поражающих элементов к моменту накрытия цели с учетом торможения поражающих элементов. При условии, что текущее время полета управляемой ракеты до встречи с целью соответствует допустимому, формируют и транслируют на управляемую ракету по радиолинии радиокоманду взведения и команду подрыв в виде двоичного десятиразрядного кода времени до подрыва боевой части. При этом на борту управляемой ракеты после приема и дешифрации кода команды подрыв на каждом такте обмена уточняют момент подрыва. Запускают отсчет точного времени до подрыва и при обнулении его осуществляют подрыв боевой части. 2 ил.

Description

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в зенитных ракетных комплексах, а также в артиллерии.
Развитие тактических средств воздушного нападения, таких как баллистические ракеты, оперативно-тактические баллистические ракеты, а также применение в последнее время в боевых действиях неуправляемых реактивных снарядов показывает, что экономически целесообразным является создание управляемой ракеты-перехватчика, обладающей высокой скоростью и энергичным кратковременным стартом. Высокие скорости сближения перехватывающих ракет и целей создают проблему для надежного накрытия цели полем поражающих элементов боевой части. При скоростях встречи ракеты с целью более 2000 м/с, решение задачи согласования диаграммы взрывателя и поля разлета поражающих элементов в традиционных схемах с использованием для подрыва боевой части (БЧ) неконтактного датчика цели становится невозможным.
Известно, что с целью повышения эффективности поражения средствами зенитного ракетного комплекса (ЗРК) Patriot [1, 2] баллистических ракет в составе БЧ применен взрыватель, обеспечивающий подрыв БЧ в различных режимах с формированием в зависимости от условий встречи полей разлета осколков различной конфигурации. Режим взрывателя устанавливается процессором на борту ракеты с использованием информации об угловой скорости сближения ракеты с целью и взаимном угловом положении управляемой ракеты (УР) и цели в расчетной точке встречи, которая передается на борт по командной радиолинии связи. Данный способ подрыва БЧ требует сложной конструкции взрывателя, что повышает стоимость ракеты, а так как при определении момента подрыва не учитывается запаздывание в цепях приема-передачи информации, то неточность исполнения подрыва может достигать нескольких миллисекунд и, как следствие, приведет к снижению эффективности действия БЧ. Это потребовало решение задачи прямого столкновения ракеты с целью и введения в состав ракеты активной головки самонаведения, что резко увеличило габариты и стоимость ракеты.
Известен способ поражения воздушной цели управляемой ракетой, описанный в патенте на изобретение РФ №2248516 от 08.07.2003, МПК F42B 12/56. Данный способ заключается в том, что при подлете управляемого снаряда к цели на заданном расстоянии подается команда на подрыв взрывчатого вещества, корпус последовательно разрушается, поражающие элементы разбрасываются радиально и имеют скорость по направлению к цели. Эффективность действия БЧ обеспечивается за счет создания поля поражения в виде расходящейся конической трубки с большим количеством поражающих элементов в продольном сечении и высокой их концентрации в поперечном сечении.
Недостатком данного способа является то, что вычисление заранее экстраполированной дальности встречи ракеты с целью и ввод ее перед пуском в аппаратуру ракеты для подрыва БЧ на этой дальности не позволяет осуществить подрыв точно в точке сближения ракеты с целью. Это приводит к раннему или к позднему подрыву БЧ, в результате чего образуется движение большого количества поражающих элементов мимо цели и, как следствие, снижается вероятность поражения цели, и эффективность применения высокоскоростной УР.
Известен способ поражения воздушной цели управляемой ракетой, описанный в патенте на изобретение РФ №2301395, МПК F42B 12/32, F42B 12/60. Данный способ является наиболее близким по совокупности признаков к нашему решению и выбран нами в качестве прототипа.
Он заключается в измерении дальностей и скоростей цели и ракеты, наводимой на встречный курс цели, далее осуществляется подрыв боевой части ракеты на заданной дальности с образованием кругового поля поражающих элементов, движущихся к цели.
При этом дальность между снарядом и целью вычисляют по теореме косинусов. А выброс осколков, производят в момент, когда расстояние между целью и снарядом станет оптимальным, что приводит к образованию поля поражения из осколков, распределенных по конической поверхности, диаметр большего основания которой определяется наибольшей скоростью разлета осколков, меньшего - наименьшей, а центр поля поражения заполняется другими элементами конструкции снаряда.
Очевидно, что применение такого типа снарядов будет эффективным при обстреле высокоскоростных целей. Однако, принятие решения о выбросе осколков снаряда перед целью в момент, когда расстояние между снарядом и целью, вычисляемое только по информации об их дальностях и разности углов линий визирования, приводит к большим погрешностям определения момента подрыва, так как не учитывает ряда факторов, влияющих на точность определения дальности между целью и снарядом (скорости сближения, запаздывания в передаче команд, торможение осколков и др.), используемой для подрыва боевой части. Это приводит к раннему или к позднему выбросу осколков, в результате чего образуется движение большого количества осколков мимо цели и, как следствие, снижается вероятность поражения цели и эффективность применения снаряда.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение вероятности поражения цели управляемой ракетой, имеющей боевую часть, содержащую только поражающие элементы и небольшое количество взрывчатого вещества, путем повышения точности реализации момента подрыва боевой части перед целью за счет формирования и передачи команды подрыв, содержащей код времени до подрыва, который определяет величину эффективного радиуса кругового поля, обеспечивающего надежное накрытие и поражение цели.
Для решения поставленной задачи способом поражения воздушной цели УР, включающем измерение дальностей и скоростей цели и ракеты, наводимой на встречный курс цели, осуществление подрыва БЧ ракеты на заданной дальности с образованием кругового поля поражающих элементов, движущихся к цели, новым является то, что в процессе наведения УР определяют текущее время полета УР до подрыва БЧ перед целью, при этом учитывают полетные характеристики (координаты и скорости) цели и УР, интервал времени между моментами измерения координат цели и УР, запаздывания в тракте управления УР, величину промаха УР на момент подрыва БЧ и время после подрыва БЧ, которое определяет величину оптимального радиуса кругового поля поражающих элементов к моменту накрытия цели с учетом торможения поражающих элементов, и при условии, что текущее время полета УР до встречи с целью соответствует допустимому, вырабатывают и транслируют на УР по радиолинии радиокоманду взведения и команду подрыв в виде двоичного десятиразрядного кода времени до подрыва БЧ, при этом на борту УР после приема и дешифрации кода команды подрыв на каждом такте обмена уточняют момент подрыва, запускают отсчет точного времени до подрыва и при обнулении его осуществляют подрыв БЧ.
Сущность технического решения заключается в том, чтобы при наведении управляемой ракеты на встречный курс сопровождаемой цели определить с высокой точностью текущее время полета УР до подрыва БЧ, содержащей только поражающие элементы (ПЭ) и небольшое количество взрывчатого вещества, сформировать команду подрыв в виде десятиразрядного двоичного кода, по радиолинии отправить ее на УР, уточнить в УР время до подрыва и осуществить подрыв БЧ перед целью в момент обнуления времени до подрыва, в результате чего создастся поле ПЭ, движущихся со скоростью, которую ракета имеет в момент подрыва, при этом образуется оптимальный радиус метания поражающих элементов с увеличенной плотностью поля осколков, движущихся в направлении к цели в зависимости от скорости ракеты и цели, что обеспечивает надежное накрытие и поражение цели с высокой вероятностью.
Высокая точность задания момента подрыва БЧ перед целью получена за счет формирования и передачи на борт УР команды подрыв в десятиразрядном двоичном коде, определения времени подрыва с учетом всех запаздываний в тракте управления УР при наведении на сопровождаемую цель, учета торможения осколков от времени их разлета и величины промаха, после приема и дешифрации кода команды подрыв на каждом такте обмена на УР уточнения момента подрыва, запуска отсчета точного времени до подрыва и при обнулении его осуществление подрыва БЧ.
Представленное решение поясняется графическими материалами, где на фиг. 1 представлен алгоритм последовательности проводимых операций по определению момента подрыва БЧ, на фиг. 2 приведена схема, поясняющая реализацию момента подрыва и поражения цели.
На фиг. 1 изображены:
1 - многофункциональная радиолокационная система (МРЛС), которая обеспечивает выполнение следующих необходимых операций - указанных блоками 2, 3, 4, 5, а именно:
2 - обнаружение и сопровождение цели;
3 - измерение полетных характеристик цели;
4 - наведение УР на встречный курс цели;
5 - измерение полетных характеристик УР;
6 - цифровая вычислительная система, в которой реализованы алгоритмы определения времени до подрыва БЧ, схематично изображенные блоками 7, 8, 9, 10, 11, 12, а именно:
7 - определение интервала времени между серединами интервалов передачи зондирующих импульсов на цель и запросных импульсов на ракету;
8 - определение текущего времени полета до встречи УР с целью;
9 - определение времени после подрыва БЧ;
10 - параметры БЧ конкретной УР в блоке памяти (буфере);
11 - определение текущего времени полета УР до подрыва БЧ;
12 - формирование десятиразрядного двоичного кода команды подрыв;
13 - радиолиния передачи команд на УР;
14 - управляемая ракета, в которой осуществляются операции, схематично обозначенные блоками 15 и 16, а именно:
15 - прием, дешифрация, уточнение команды подрыв;
16 - запуск таймера, отсчет точного времени и подрыв БЧ.
На фиг. 2 изображено следующее:
17 - подрыв заряда взрывчатого вещества, начало образования кругового поля поражения;
18 - сближение поля поражения с целью;
19 - накрытие цели полем осколков;
- tвстр., с - текущее время до встречи ракеты с целью с учетом запаздывания в тракте управления УР;
- Δtподрi, с - текущее время полета УР до подрыва БЧ;
- tзап, с - время между двумя тактами передачи запросных импульсов и команд на ракету;
- tп, с - время от подрыва БЧ до встречи ПЭ с целью, необходимое для формирования радиуса кругового поля разлета ПЭ равного RПЭ к моменту накрытия цели, с учетом торможения ПЭ;
- RПЭ, м - рассчитанный с учетом промаха максимальный радиус разлета ПЭ на момент накрытия цели.
Работа по предлагаемому способу осуществляется следующим образом.
После обнаружения и сопровождения цели осуществляют пуск и наведение УР на встречный курс цели и в наземной аппаратуре начинают вычисление текущего времени до встречи УР с целью tвстр (t) с учетом запаздывания в тракте управления УР по формуле:
tвстр=(ДЦС+Δtц-p⋅Д'ЦС-ДР)/(Д'Р-Д'ЦР)-tзап, с
где Др, м - дальность до ракеты;
- ДЦС, м - дальность до цели;
- Δtц-p, с - интервал времени между серединами интервалов передачи зондирующих импульсов на цель и запросных импульсов на ракету;
_ ДЦС' , м/с - радиальная скорость цели;
- ДР', м/с - радиальная скорость ракеты;
Далее определяют интервал времени между серединами интервалов передачи зондирующих импульсов на цель и запросных импульсов на ракету:
Δtц-р=(Тсер.Р- Тсер.Ц), с
где: Тсер.Р, с - интервал времени от начала передачи зондирующих импульсов по цели до середины временного интервала передачи запросных импульсов на УР, наводимую на цель;
- Тсер.Ц, с - интервал времени от начала передачи зондирующих импульсов по цели до середины временного интервала передачи зондирующих импульсов по цели, по которой наводится УР.
Затем определяют время после подрыва БЧ, необходимое для формирования радиуса кругового поля разлета ПЭ равного RПЭ к моменту накрытия цели с учетом их торможения:
Figure 00000001
СН=КСХ⋅ρ, м-1
где: VР, м/с - скорость ракеты в момент подрыва;
- СН, м-1 - обобщенная баллистическая характеристика ПЭ;
- ρ, кг⋅с2⋅м-4 - текущая плотность воздуха, рассчитываемая в зависимости от температуры воздуха, атмосферного давления и высоты полета ракеты над уровнем моря;
- КСх, м3⋅кг-1⋅с-2 - определяется формой ПЭ и скоростью их разлета;
Определяют параметр торможения по формуле:
Figure 00000002
где: hε, hβ, м - линейные отклонения ракеты относительно цели, представляющие величину промахов к моменту подрыва БЧ при наведении УР на цель;
VПЭ, м/с - максимальная скорость разлета поражающих элементов.
Значения Vпэ, КСх определяются конструктивными параметрами боевой части. Параметры характеристик БЧ при подрыве могут быть определены при создании конструкции БЧ, например, в соответствии опубликованным с источником информации [3].
Определяют текущее время полета УР до подрыва БЧ по формуле:
Δtподр=tвстр-tп, с
Формируют десятиразрядный двоичный код команды подрыв - времени полета УР до подрыва БЧ по формуле:
«ПОДРЫВ»=Δtподр⋅1023/Тмакс,
где Тмакс, с - устанавливаемое максимальное значение передаваемого времени до подрыва, точность передачи которого определяется величиной дискрета dTк=Тмакс/1023, (например, при Тмакс=0,3 с значение dTк≈0,0003 с).
В момент выполнения условия tвстр(t)≤0,5 с вырабатывают в наземной аппаратуре и передают на борт по радиолинии команду на взведение БЧ («РКВ») и с этого момента начинают передавать на УР по радиолинии код рассчитанного текущего времени до подрыва БЧ, необходимая точность передачи которого определяется установленной величиной дискрета двоичного десятиразрядного кода (например, 0,0003 с), при этом, если время полета УР до подрыва Δtподр≥Тмакс, то по радиолинии передают код Подрыв=1111111111.
Поскольку обмен УР с наземной аппаратурой осуществляется тактами через каждые ι=tзап, (например, 0,020 с), и точное значение время подрыва УР принимает только в конце каждого такта обмена, то в аппаратуре УР запускается отсчет точного времени до подрыва (например, таймер с точностью 0,0001 с). В конце каждого такта обмена таймер на УР перезапускается уточненным значением времени до подрыва БЧ. Уточнение времени до подрыва БЧ продолжается до такта с получением значения времени подрыва меньше tзап(Δtподр<tзап). При обнулении на таймере времени до подрыва осуществляют в УР инициализацию взрывчатого вещества и подрыв БЧ. Уточнение в УР времени до подрыва в каждом такте обмена с наземной аппаратурой позволило обеспечить требуемую точность выполнения подрыва, независимо от момента и периода обновления кода команды подрыв.
Учет временных интервалов между моментами измерения дальностей до цели и УР, задержек в радиолинии передачи команд управления на борт УР и времени, необходимого на разлет ПЭ после подрыва с учетом их торможения, обеспечил высокую точность определения момента подрыва БЧ перед целью. Формирование команды подрыв в виде десятиразрядного двоичного кода с передачей по радиолинии на УР и уточнение на борту УР на каждом такте обмена времени до подрыва позволило с высокой точностью, реализовать момент подрыва БЧ перед целью. Например, при погрешности задания времени подрыва 0,3 мс и скорости встречи 2000 м/с ошибка в реализации дальности подрыва составит 60 см. Это позволило обеспечить создание осколочного кругового поля, накрывающего цель с оптимальным радиусом, определяемым промахом на момент подрыва БЧ, и с максимальной плотностью распределения ПЭ, движущихся по направлению к цели со скоростью ракеты в момент подрыва.
Таким образом, реализация предлагаемого способа поражения цели позволяет повысить вероятность поражения воздушной цели, за счет точного определения момента подрыва БЧ перед целью, благодаря чему создается оптимальное осколочное поле, в виде конической поверхности, максимальный радиус которой и плотность ПЭ зависят от времени между моментом подрыва и встречей ПЭ с целью. После подрыва за счет радиального разлета осколков поле расширяется, движется по направлению к цели, и цель входит в это поле, осуществляется ее поражение с высокой вероятностью.
Способ обеспечивает эффективное применение управляемой ракеты с боевой частью, содержащей только поражающие элементы и небольшое количество взрывчатого вещества, как по высокоскоростным, так и малоскоростным целям независимо от их размеров.
Источники информации
1. Jane's Land Based Fir Defence, 2011-2012, pp.438-450,503-585.
2. Проспекты фирмы Lockheed Martin. PAC-3 Missile, 2000.
3. Г.В.Покровский, Взрыв, Воениздат 1980 г., 192 стр.

Claims (1)

  1. Способ поражения воздушной цели управляемой ракетой, включающий измерение дальностей и скоростей цели и ракеты, наводимой на встречный курс цели, осуществление подрыва боевой части ракеты на заданной дальности с образованием кругового поля поражающих элементов, движущихся к цели, отличающийся тем, что в процессе наведения управляемой ракеты определяют текущее время ее полета до подрыва боевой части перед целью, при этом учитывают полетные характеристики - координаты и скорости цели и управляемой ракеты, интервал времени между моментами измерения координат цели и управляемой ракеты, запаздывания в тракте управления управляемой ракеты, величину промаха управляемой ракеты на момент подрыва боевой части и время после подрыва боевой части, которое определяет величину необходимого радиуса кругового поля поражающих элементов к моменту накрытия цели с учетом торможения поражающих элементов и, при условии, что текущее время полета управляемой ракеты до встречи с целью соответствует допустимому, формируют и транслируют на управляемую ракету по радиолинии радиокоманду взведения и команду подрыв в виде двоичного десятиразрядного кода времени до подрыва боевой части, при этом на борту управляемой ракеты после приема и дешифрации кода команды подрыв на каждом такте обмена уточняют момент подрыва, запускают отсчет точного времени до подрыва и при обнулении его осуществляют подрыв боевой части.
RU2019104069A 2019-02-14 2019-02-14 Способ поражения воздушной цели управляемой ракетой RU2707637C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019104069A RU2707637C1 (ru) 2019-02-14 2019-02-14 Способ поражения воздушной цели управляемой ракетой

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019104069A RU2707637C1 (ru) 2019-02-14 2019-02-14 Способ поражения воздушной цели управляемой ракетой

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2707637C1 true RU2707637C1 (ru) 2019-11-28

Family

ID=68836198

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019104069A RU2707637C1 (ru) 2019-02-14 2019-02-14 Способ поражения воздушной цели управляемой ракетой

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2707637C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2722909C1 (ru) * 2019-12-04 2020-06-04 Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" Способ поражения сверхзвуковой воздушной цели зенитным снарядом с неконтактным датчиком цели

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU3817U1 (ru) * 1996-10-11 1997-03-16 Конструкторское бюро машиностроения Зенитная управляемая ракета индивидуального пользования
RU2248516C1 (ru) * 2003-07-08 2005-03-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Управляемый снаряд
RU44811U1 (ru) * 2004-09-23 2005-03-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро машиностроения" Многоцелевая управляемая ракета в пусковом контейнере
WO2005111531A2 (en) * 2003-10-31 2005-11-24 Raytheon Company Vehicle-borne system and method for countering an incoming threat
RU2301395C2 (ru) * 2005-08-29 2007-06-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Способ поражения цели снарядом и снаряд для его реализации
RU2377493C2 (ru) * 2008-02-27 2009-12-27 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Способ поражения легкоуязвимых наземных целей сверхзвуковой ракетой и устройство для его осуществления

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU3817U1 (ru) * 1996-10-11 1997-03-16 Конструкторское бюро машиностроения Зенитная управляемая ракета индивидуального пользования
RU2248516C1 (ru) * 2003-07-08 2005-03-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Управляемый снаряд
WO2005111531A2 (en) * 2003-10-31 2005-11-24 Raytheon Company Vehicle-borne system and method for countering an incoming threat
RU44811U1 (ru) * 2004-09-23 2005-03-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро машиностроения" Многоцелевая управляемая ракета в пусковом контейнере
RU2301395C2 (ru) * 2005-08-29 2007-06-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Способ поражения цели снарядом и снаряд для его реализации
RU2377493C2 (ru) * 2008-02-27 2009-12-27 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Способ поражения легкоуязвимых наземных целей сверхзвуковой ракетой и устройство для его осуществления

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2722909C1 (ru) * 2019-12-04 2020-06-04 Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" Способ поражения сверхзвуковой воздушной цели зенитным снарядом с неконтактным датчиком цели

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2354930T3 (es) Procedimiento y dispositivo de protección contra cuerpos volantes de munición de ataque.
US4641801A (en) Terminally guided weapon delivery system
RU2695015C1 (ru) Способ обнаружения и поражения малозаметных боевых мини- и микро беспилотных летательных аппаратов
US8563910B2 (en) Systems and methods for targeting a projectile payload
EP0864073B1 (en) Method for increasing the probability of impact when combating airborne targets, and a weapon designed in accordance with this method
SE445952B (sv) Anordning for att minska projektilspridning
CA1242516A (en) Terminally guided weapon delivery system
US5322016A (en) Method for increasing the probability of success of air defense by means of a remotely fragmentable projectile
RU2707637C1 (ru) Способ поражения воздушной цели управляемой ракетой
US7044045B2 (en) Method for programming the shattering of projectiles and tube weapon with programming system
CN113959268B (zh) 一种顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法
RU2336486C2 (ru) Комплекс самозащиты летательных аппаратов от зенитных управляемых ракет
RU2730277C1 (ru) Способ поражения цели управляемой ракетой
RU2127861C1 (ru) Боеприпас для поражения снарядов вблизи защищаемого объекта
RU2602162C2 (ru) Способ стрельбы реактивными снарядами реактивной системы залпового огня в условиях контрбатарейной борьбы
RU2637392C2 (ru) Способ учета отклонений разрыва (центра группы разрывов, центра группы разрывов боевых элементов) высокоточных боеприпасов
RU2610734C2 (ru) Способ поражения малогабаритных летательных аппаратов
US11906271B2 (en) Method to combat a target
RU2769035C1 (ru) Боевое снаряжение ракеты
JP2020517904A (ja) 選択可能な迎え角を有する発射物
US11940249B2 (en) Method, computer program and weapons system for calculating a bursting point of a projectile
RU2263268C2 (ru) Система вооружения комплекса активной защиты
SE2200029A1 (sv) Metod för samordnad brisad av projektiler
Wachsberger et al. Limitations of Guns as a Defence against Manoeuvring Air Weapons
JPH01277200A (ja) 感知複合式対装甲弾