RU2225975C1 - Winged missile and method of its combat utilization ( variants ) - Google Patents
Winged missile and method of its combat utilization ( variants ) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2225975C1 RU2225975C1 RU2002116445/02A RU2002116445A RU2225975C1 RU 2225975 C1 RU2225975 C1 RU 2225975C1 RU 2002116445/02 A RU2002116445/02 A RU 2002116445/02A RU 2002116445 A RU2002116445 A RU 2002116445A RU 2225975 C1 RU2225975 C1 RU 2225975C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- target
- stage
- combat
- flight control
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к низколетящим самонаводящимся крылатым ракетам (КР), предназначенным для поражения надводных кораблей и транспортов из состава корабельных ударных группировок, десантных соединений, конвоев и одиночных кораблей.The invention relates to missile weapons, in particular to low-flying homing cruise missiles (CR), designed to destroy surface ships and transports from the composition of naval strike groups, landing formations, convoys and single ships.
Известна КР ЗМ-54Э, обеспечивающая увеличенную дальность стрельбы и принятая за прототип, состоящая из состыкованных последовательно устройствами стыковки и отделения стартовой ступени с твёрдотопливным двигателем, маршевой дозвуковой ступени, содержащей аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, и сверхзвуковой боевой ступени, содержащей носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твёрдотопливный двигатель [Широкорад А.Б. Оружие отечественного флота. - Минск: Харвест. - М.: АСТ, 2001 с. 539-542].Known KR ZM-54E, providing an increased firing range and adopted for the prototype, consisting of sequentially docked devices and separation of the launch stage with a solid fuel engine, march subsonic stage containing aerodynamic surfaces to control the position of the KR in flight and a turbojet engine, and a supersonic combat stage, containing a nose fairing, aerodynamic control surfaces of the combat stage in autonomous flight, a flight control system and guidance to the target, b oy part and solid fuel engine [Shirokorad A.B. Weapons of the domestic fleet. - Minsk: Harvest. - M .: AST, 2001 p. 539-542].
Совпадающими признаками с известной КР-прототипом являются состыкованные устройствами стыковки и отделения стартовый твёрдотопливный двигатель, маршевая дозвуковая ступень, содержащая аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, и сверхзвуковая боевая ступень, содержащая носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твёрдотопливный двигатель.Coinciding features with the well-known KR-prototype are a solid-fuel starting engine docked with docking and separation devices, a marching subsonic stage containing aerodynamic control surfaces for the position of the CR in flight and a turbojet engine, and a supersonic combat stage containing a nose fairing, aerodynamic control surfaces for the combat flight stage , flight control system and guidance on the target, warhead and solid fuel engine.
Известен способ применения КР-прототипа, принятый за прототип предлагаемого способа применения КР, включающий задание системе управления полётом и наведения на цель ракеты координат цели, запуск стартового твёрдотопливного двигателя и осуществление старта с пусковой установки, разгон ракеты до маршевой дозвуковой скорости, отделение стартового твёрдотопливного двигателя, запуск турбореактивного двигателя её маршевой ступени, снижение, управляемый полёт в район расположения цели на высоте 10-20 м с поддержанием дозвуковой скорости, выполнение маневра типа "горка", осуществление поиска и захвата цели, подлёт к зоне ближнего интенсивного противодействия средствами защиты цели, разделение маршевой и боевой ступеней, запуск твёрдотопливного двигателя боевой ступени, её доразгон до сверхзвуковой скорости и наведение на цель системы управления полетом и наведения боевой ступени с поддержанием сверхзвуковой скорости и выполнением маневрирования при подлёте к цели [Широкорад А.Б. Оружие отечественного флота. - Минск: Харвест. - М.: АСТ, 2001, с. 539, 540]. Кроме того, второй вариант известного способа применения КР при стрельбе на минимальную дальность может быть реализован без выполнения маневра в вертикальной плоскости типа "горка" при поиске и захвате цели головкой самонаведения. Все приведенные признаки совпадают с существенными признаками предлагаемого способа боевого применения КР.A known method of using the KP-prototype adopted for the prototype of the proposed method of using the KP, including setting the flight control system and pointing the target at the target’s coordinates, starting the solid propellant engine and launching from the launcher, accelerating the rocket to marching subsonic speed, separating the starting solid propellant engine , starting a turbojet engine of its marching stage, reducing, controlled flight to the target location area at a height of 10-20 m while maintaining the subsonic speed, you completing a maneuver of the hill type, searching for and capturing a target, approaching a zone of near intense counteraction by means of protecting the target, separating the march and combat stages, starting the solid propellant engine of the combat stage, its further acceleration to supersonic speed, and aiming the flight control and guidance system at the target steps with maintaining supersonic speed and performing maneuvering when approaching the target [Shirokorad AB Weapons of the domestic fleet. - Minsk: Harvest. - M .: AST, 2001, p. 539, 540]. In addition, the second variant of the known method of using the KP when firing at the minimum range can be implemented without performing a maneuver in the vertical plane of the “hill” type when searching for and capturing a target by the homing head. All the above signs coincide with the essential features of the proposed method of combat employment of the Kyrgyz Republic.
Дозвуковая маршевая скорость КР-прототипа с турбореактивным двигателем позволяет на маршевом участке иметь минимальный расход топлива на один километр пути, и, соответственно, увеличивает максимальную дальность стрельбы, а сверхзвуковая боевая ступень обеспечивает малую уязвимость при полёте в зоне ближнего интенсивного противодействия на расстоянии до цели менее 20 км, однако совершенствование систем огневого и информационного противодействия противника приводит к постепенному уменьшению вероятности поражения цели известной КР и, соответственно, к увеличению наряда КР, необходимого для поражения цели, а также числа носителей КР (самолетов, кораблей), необходимых при ведении боевых действий.The subsonic marching speed of the KR prototype with a turbojet engine allows the marching section to have a minimum fuel consumption of one kilometer, and, accordingly, increases the maximum firing range, and the supersonic combat stage provides low vulnerability when flying in the zone of near intense opposition at a distance of less than the
Задачей, на решение которой направлены предлагаемые устройство и способ, является увеличение вероятности поражения цели крылатой ракетой.The task to which the proposed device and method are aimed is to increase the probability of hitting a target with a cruise missile.
Для решения данной задачи в КР, состоящей из состыкованных устройствами стыковки и отделения стартового твёрдотопливного двигателя, маршевой дозвуковой ступени, содержащей аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, и сверхзвуковой боевой ступени, содержащей носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твёрдотопливный двигатель, сверхзвуковая боевая ступень размещена в полости маршевой ступени, которая содержит собственные носовой обтекатель, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и дополнительный твёрдотопливный двигатель.To solve this problem in the Kyrgyz Republic, consisting of a docking and separation unit for starting a solid propellant engine, a marching subsonic stage containing aerodynamic control surfaces for the position of the KR in flight and a turbojet engine, and a supersonic combat stage containing a nose fairing, aerodynamic control surfaces for a combat stage in an autonomous flight control system and guidance to the target, warhead and solid propellant engine, a supersonic combat stage is located in olosti sustainer stage, which contains its own nose cone, flight control system and guided to a target, the warhead and the additional solid fuel engine.
При этом турбореактивный двигатель может располагаться как внутри, так и снаружи корпуса маршевой ступени.In this case, the turbojet engine can be located both inside and outside the march stage housing.
Кроме того, для уменьшения массы маршевой ступени в автономном полёте турбореактивный двигатель может быть состыкован с ней посредством устройства стыковки и отделения.In addition, to reduce the mass of the march stage in autonomous flight, a turbojet engine can be docked with it through a docking and separation device.
Отличительными признаками КР является то, что сверхзвуковая боевая ступень размещена в полости маршевой ступени, снабжённой собственными носовым обтекателем, системой управления полётом и наведения на цель, боевой частью и дополнительным твёрдотопливным двигателем.Distinctive features of the Kyrgyz Republic is that the supersonic combat stage is located in the cavity of the marching stage, equipped with its own nose cone, flight control and targeting system, warhead and an additional solid fuel engine.
Дополнительно турбореактивный двигатель может быть состыкован с маршевой ступенью посредством устройства стыковки и отделения.Additionally, the turbojet engine can be docked with the march stage by means of a docking and separation device.
Для решения поставленной задачи в способе боевого применения КР по варианту 1, включающем задание системе управления полётом и наведения на цель ракеты координат цели, запуск стартового твёрдотопливного двигателя и осуществление старта с пусковой установки, разгон ракеты до маршевой дозвуковой скорости, отделение стартового твёрдотопливного двигателя, запуск турбореактивного двигателя её маршевой ступени, снижение, управляемый полёт в район расположения цели на высоте 10-20 м с поддержанием дозвуковой скорости, выполнение маневра типа "горка", осуществление поиска и захвата цели, подлёт к зоне ближнего интенсивного противодействия средствами защиты цели, разделение маршевой и боевой ступеней, запуск твёрдотопливного двигателя боевой ступени, её доразгон до сверхзвуковой скорости и наведение на цель системой управления полетом и наведения боевой ступени с поддержанием сверхзвуковой скорости и выполнением маневрирования при подлёте к цели, до разделения маршевой и боевой ступеней включают систему управления полетом и наведения на цель маршевой ступени, после разделения ступеней запускают твердотопливный двигатель маршевой ступени, доразгоняют маршевую ступень до сверхзвуковой скорости, обеспечивают её наведение на цель собственной системой наведения и управления полётом, поддерживают сверхзвуковую скорость и выполняют маневрирование по траектории, отличающейся от траектории боевой ступени.To solve the problem in the combat use of the missile system according to option 1, which includes setting the flight control system and pointing the target at the target, launching the solid propellant engine and launching from the launcher, accelerating the rocket to marching subsonic speed, separating the starting solid propellant engine, starting turbojet engine of its march stage, reduction, controlled flight to the target location area at an altitude of 10-20 m with maintaining subsonic speed, type maneuver “slide”, search and capture of the target, approach the near intensive counter-defense zone by means of defending the target, separation of the march and combat stages, starting the solid-fuel engine of the combat stage, its further acceleration to supersonic speed and guidance of the flight control and guidance of the combat stage while maintaining supersonic speed and performing maneuvering when approaching the target, before the separation of the march and combat stages include a flight control system and guidance on the target marching stage, after the section The stages start the solid propellant engine of the marching stage, expand the marching stage to supersonic speed, provide guidance to the target with its own guidance and flight control system, maintain supersonic speed and perform maneuvering along a trajectory different from the trajectory of a combat stage.
Во 2-м варианте способа, включающем задание системе управления полётом и наведения на цель ракеты координат цели, запуск стартового твёрдотопливного двигателя и осуществление старта с пусковой установки, разгон крылатой ракеты до маршевой дозвуковой скорости, отделение стартового твёрдотопливного двигателя, запуск турбореактивного двигателя её маршевой ступени, снижение, управляемый полёт в район расположения цели на высоте 10-20 м с поддержанием дозвуковой скорости, осуществление поиска и захвата цели, подлёт к зоне ближнего интенсивного противодействия средствами защиты цели, разделение маршевой и боевой ступеней, запуск твёрдотопливного двигателя боевой ступени, её доразгон до сверхзвуковой скорости и наведение на цель с поддержанием сверхзвуковой скорости и выполнение маневрирования при подлёте к цели, до разделения маршевой и боевой ступеней включают систему управления полетом и наведения на цель маршевой ступени, после разделения ступеней запускают твердотопливный двигатель маршевой ступени, доразгоняют маршевую ступень до сверхзвуковой скорости, обеспечивают её наведение на цель собственной системой наведения и управления полётом, поддерживают сверхзвуковую скорость и выполняют маневрирование по траектории, отличающейся от траектории боевой ступени.In the 2nd variant of the method, which includes setting the flight control system and pointing the target at the target, launching the solid propellant engine and launching from the launcher, accelerating the cruise missile to marching subsonic speed, separating the starting solid propellant engine, starting the turbojet engine of its marching stage , decrease, controlled flight to the target location area at an altitude of 10-20 m while maintaining subsonic speed, search and capture of the target, approach to the near first countermeasures by means of protecting the target, separation of the marching and combat stages, starting the solid propellant engine of the combat stage, its extension to supersonic speed and aiming at the target while maintaining supersonic speed and maneuvering when approaching the target, before the separation of the marching and combat stages include a flight control system and guidance of the march stage target, after separation of the stages, the solid-propellant engine of the march stage is started, the march stage is accelerated to supersonic speed, providing ayut its guidance to the target's own guidance and flight control system, supported by a supersonic speed and performing maneuvers along a path different from the path of combat stage.
Отличительными признаками предлагаемых вариантов способа боевого применения КР являются включение системы управления полетом и наведения на цель маршевой ступени до разделения маршевой и боевой ступеней; запуск твердотопливного двигателя маршевой ступени после разделения ступеней; доразгон маршевой ступени до сверхзвуковой скорости, наведение маршевой ступени на цель собственной системой наведения и управления полётом с поддержанием сверхзвуковой и выполнение маневрирования по траектории, отличающейся от траектории боевой ступени.Distinctive features of the proposed variants of the method of combat use of the Kyrgyz Republic are the inclusion of a flight control system and guidance on the marching stage to the separation of the marching and combat stages; starting a solid propellant marching stage engine after separation of stages; dosing the marching stage to supersonic speed, guiding the marching stage to the target with its own guidance and flight control system while maintaining supersonic and maneuvering along a trajectory different from the trajectory of a combat stage.
Дополнительно отличительным признаком в предлагаемых вариантах способа боевого применения КР является выполнение маневра типа "змейка" в горизонтальной плоскости при осуществлении поиска цели головкой самонаведения системы управления полётом и наведения на цель маршевой ступени или отделение турбореактивного двигателя после разделения маршевой и боевой ступеней.An additional distinguishing feature in the proposed variants of the combat use of the Kyrgyz Republic is the execution of a snake-type maneuver in a horizontal plane when searching for a target with the homing head of the flight control system and pointing the marching stage to the target or separating the turbojet engine after separation of the marching and combat stages.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий технический результат - значительно повышается вероятность преодоления крылатой ракетой противовоздушной обороны противника и поражения цели.Due to the presence of these distinctive features, in combination with the known ones, the following technical result is achieved - the likelihood of overcoming the enemy air defense with a cruise missile and hitting the target is significantly increased.
Кроме того, в КР обеспечивается захват цели, находящейся за пределами, определяемыми углом сканирования головки самонаведения, а также после отделения турбореактивного двигателя уменьшается масса маршевой ступени в автономном полёте.In addition, in the Kyrgyz Republic, it is possible to capture a target that is beyond the limits determined by the scanning angle of the homing head, and also after separation of the turbojet engine, the mass of the marching stage in autonomous flight decreases.
В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации, решений, содержащих аналогичные признаки, не обнаружено.As a result of a search by sources of patent and scientific and technical information, no solutions containing similar features were found.
Таким образом, можно сделать заключение о том, что предложенные КР и способы её применения не известны из уровня техники и, следовательно, соответствуют критерию охраноспособности - “новое”.Thus, we can conclude that the proposed KR and the methods of its application are not known from the prior art and, therefore, meet the eligibility criterion - “new”.
На основании сравнительного анализа предложенного решения с известным уровнем техники по источникам научно-технической и патентной информации можно утверждать, что между совокупностью признаков, в том числе и отличительных, и выполняемых ими функций и достигаемой целью наблюдается неочевидная причинно-следственная связь. На основании вышеизложенного можно сделать вывод о том, что в предложенных КР и способах её применения техническое решение не следует явным образом из уровня техники и, следовательно, соответствует критерию охраноспособности “изобретательский уровень”.Based on a comparative analysis of the proposed solution with the prior art according to the sources of scientific, technical and patent information, it can be argued that between the totality of features, including distinctive, and the functions performed by them and the goal achieved, an unobvious causal relationship is observed. Based on the foregoing, it can be concluded that in the proposed KR and methods of its application, the technical solution does not follow explicitly from the prior art and, therefore, meets the eligibility criterion of “inventive step”.
Предложенные технические решения могут найти применение в области ракетного вооружения, особенно для поражения морских целей низколетящими крылатыми ракетами, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию “промышленная применимость”.The proposed technical solutions can find application in the field of missile weapons, especially for hitting naval targets with low-flying cruise missiles, which allows us to conclude that the criterion is “industrial applicability”.
КР и сущность предлагаемых способов её применения проиллюстрированы на фиг.1-3.KR and the essence of the proposed methods for its use are illustrated in figures 1-3.
На фиг.1 представлена конструкция КР по пп.1 и 2 формулы, на фиг.2 представлена траектория КР в вертикальной плоскости, на фиг.3 представлена траектория КР в горизонтальной плоскости, которые поясняют способы применения КР по пп.4-8 формулы.Figure 1 shows the design of the CR according to
Представленная на фиг.1 КР содержит стартовый твёрдотопливный двигатель 1, состыкованный устройством стыковки и отделения 2 с маршевой дозвуковой ступенью 3, состыкованной устройством стыковки и отделения 4 со сверхзвуковой боевой ступенью 5.Presented in FIG. 1, the CR contains a starting solid propellant engine 1 docked with a docking device and
Сверхзвуковая боевая ступень 5 размещена в полости маршевой дозвуковой ступени 3 и содержит носовой обтекатель 6, аэродинамические поверхности управления положением 7 боевой ступени 5 в автономном полёте, систему управления полётом и наведения 8 на цель боевой ступени 5, боевую часть 9 и твёрдотопливный двигатель 10.The
Маршевая дозвуковая ступень 3 содержит носовой обтекатель 11, аэродинамические поверхности управления положением 12 маршевой ступени 3 в полёте, систему управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3, боевую часть 14, турбореактивный двигатель 15 с топливным баком 16 и системой подачи 17 топлива и твёрдотопливный двигатель 18. Турбореактивный двигатель 15 может располагаться снаружи маршевой ступени 3 (вариант А на фиг.1), выдвигаясь из транспортировочного положения из корпуса маршевой ступени 3 за её обводы во внешний поток воздуха при помощи устройства выдвижения 19.The marching
Дополнительно турбореактивный двигатель 15 маршевой ступени 3 может быть состыкован с маршевой ступенью 3 при помощи устройства стыковки и отделения 20.Additionally, the
Представленная на фиг.2 и фиг.3 траектория полёта КР имеет участки 21-34, а также характерные точки 35-45.Presented in figure 2 and figure 3, the flight path of the Kyrgyz Republic has sections 21-34, as well as characteristic points 35-45.
Боевое применение КР по пп.1 и 2 формулы изобретения осуществляется следующими способами.The combat use of the Kyrgyz Republic according to
Система управления пуском ракет боевого корабля, оснащённого ракетами по п.1 или 2, двигающегося произвольным курсом, получив данные о месте нахождения цели 42 и её скорости, вводит в систему управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3 данные о координатах точки 43 встречи с целью после её движения по маршруту 32 с определённой скоростью, необходимом угле φp разворота КР в автономном полёте для подлёта к точке 43 встречи с целью, после чего осуществляется запуск твёрдотопливного двигателя 1. КР, изначально имеющая скорость корабля-носителя, в точке 35 начинает автономное движение, выходя из стартовой пусковой установки, двигаясь по участку 21 траектории полёта под углом к горизонту θ, определяемым пусковой установкой. После разгона КР до скорости, обеспечивающей эффективность управления аэродинамическими поверхностями 12, система управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3 обеспечивает снижение КР и разворот на угол φp для движения к цели на маршевом участке 22. На стартовом участке 21 после разгона КР до необходимой дозвуковой скорости, достаточной для запуска турбореактивного двигателя 15 маршевой ступени 3, задействуется устройство стыковки и отделения 2 и осуществляется отделение стартового твёрдотопливного двигателя 1 и запуск турбореактивного двигателя 15, в который подача топлива из бака 16 осуществляется при помощи системы подачи 17 топлива. На маршевом участке 22 от точки 36 до точки 37 осуществляется полёт КР к цели на высоте Н=10-20 м, что обеспечивает скрытность КР от систем обнаружения цели. В точке 37 на расстоянии до цели ~30-40 км, определяемом радиусом действия головки самонаведения системы управления полётом и наведения 13 на цель, для увеличения радиуса действия выполняется маневр типа "горка" с подъёмом на высоту Н≈50 м и производится включение головки самонаведения, которая осуществляет сканирование пространства лучом локатора в пределах угла Ψгсн мс для поиска цели. Участок поиска 23 заканчивается в точке 38 в момент захвата цели головкой самонаведения системы управления и наведения 13 на цель маршевой ступени 3 и снижения КР на прежнюю высоту полёта, после чего на участке 24 система управления полётом и наведения 13 на цель обеспечивает подлёт КР к зоне интенсивного противодействия средствами защиты цели на расстояние ~10-20 км. В точке 39 траектории полёта КР задействуется устройство стыковки и отделения 4 и осуществляется разделение маршевой 3 и боевой 5 ступеней, после чего система управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени обеспечивает её управляемый полёт к цели по участку 25 траектории полёта, а система управления полётом и наведения 8 боевой ступени 5 на цель после захвата цели её головкой самонаведения обеспечивает управляемый полёт боевой ступени 5 к цели по участку 26 траектории полёта. В начале участка 25 и 26 траектории полёта задействуются твёрдотопливные двигатели 10 и 18, которые обеспечивают доразгон боевой ступени 5 и маршевой ступени 3 до сверхзвуковых скоростей полёта и поддержание этих скоростей на участках 25 и 26 траектории полёта, при этом системы управления полётом и наведения 8 и 13 на цель обеспечивают выполнение противозенитного маневрирования маршевой ступени 3 и боевой ступени 5, а также дополнительное снижение их высоты полёта к моменту попадания в корпус корабля цели до уровня 0±5 м.The missile launch control system of a warship equipped with missiles according to
Изложенный способ боевого применения КР при стрельбе на среднюю и максимальную дальность на участке поиска цели от точки 37 до точки 38 может быть реализован по участку траектории 27 без выполнения маневра типа "горка" - п.4 формулы.The described method of combat employment of missile defense when firing at medium and maximum ranges in the target search section from
Дополнительно способ боевого применения КР при стрельбе на максимальную дальность, на участке поиска цели от точки 37 до точки 38, может быть реализован с выполнением маневра типа "змейка" в горизонтальной плоскости по участку 28 траектории, который обеспечивает увеличение "поля зрения", сканируемого головкой самонаведения системы управления и наведения 13 на цель на величину 2Δ Ψгсн мс (см. фиг.4), что, в свою очередь, обеспечивает возможность захвата цели при её существенном отклонении от курса следования по маршруту 33 в точку 44 или по маршруту 34 в точку 45 за время длительного полёта КР на маршевом участке 22.In addition, the method of combat employment of Raman weapons when firing at maximum range, at the target search site from
При варианте компоновки КР с расположением турбореактивного двигателя 15 внутри корпуса маршевой ступени 3 с устройством выдвижения 19, в изложенном способе боевого применения КР на стартовом участке 21 перед запуском маршевого турбореактивного двигателя 15 может осуществляться его выдвижение за обводы маршевой ступени 3 в рабочее положение путём задействования устройства выдвижения 19 (см. вариант А на фиг.1). Дополнительно в изложенном способе боевого применения КР в конце участка 24 или в начале участка 25 траектории полёта до запуска твёрдотопливного двигателя 18 маршевой ступени 3 может задействоваться устройство отделения 20 турбореактивного двигателя 15, при этом экономится масса твёрдотопливного двигателя 18, затрачиваемая на разгон в составе маршевой ступени 3 турбореактивного двигателя 15 до сверхзвуковой скорости полёта и поддержание сверхзвуковой скорости на участке 25 траектории полёта маршевой ступени 3.When the layout of the RC with the location of the
Учитывая, что вероятность преодоления противовоздушной обороны маршевой ступенью 3 в результате её доразгона до сверхзвуковой скорости у цели к точке 42, 43 или 44, будет незначительно отличаться от вероятности преодоления противовоздушной обороны боевой ступенью 5, которая по проведенным расчётам может нести боевую часть 9 массой, сопоставимой с массой боевой части 14, размещаемой в маршевой ступени 3, суммарная вероятность поражения цели предложенной КР и способом её применения увеличивается не менее чем в 1,5-2 раза и соответственно потребный наряд КР и число их носителей (самолётов, кораблей), необходимых для ведения боевых действий, может быть сокращено не менее чем в 1,5-2 раза.Considering that the probability of overcoming air defense by marching
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002116445/02A RU2225975C1 (en) | 2002-06-20 | 2002-06-20 | Winged missile and method of its combat utilization ( variants ) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002116445/02A RU2225975C1 (en) | 2002-06-20 | 2002-06-20 | Winged missile and method of its combat utilization ( variants ) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002116445A RU2002116445A (en) | 2004-02-10 |
| RU2225975C1 true RU2225975C1 (en) | 2004-03-20 |
Family
ID=32390499
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002116445/02A RU2225975C1 (en) | 2002-06-20 | 2002-06-20 | Winged missile and method of its combat utilization ( variants ) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2225975C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2546355C1 (en) * | 2014-05-13 | 2015-04-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Rocket-assisted projectile |
| RU2595309C2 (en) * | 2011-04-28 | 2016-08-27 | Мбда Франс | Method for automatic control of homing head, installed on jet projectile, particularly on rocket |
| RU2687694C1 (en) * | 2017-11-15 | 2019-05-15 | Федеральное государственное бюджетное военное образовательное учреждение высшего образования "Черноморское высшее военно-морское ордена Красной Звезды училище имени П.С. Нахимова" Министерства обороны Российской Федерации | Method of determining main flight characteristics of guided sea missiles |
| RU2723783C1 (en) * | 2019-08-07 | 2020-06-17 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of cruise missile homing |
-
2002
- 2002-06-20 RU RU2002116445/02A patent/RU2225975C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ШИРОКОРАД А.Б. Оружие отечественного флота. - Минск: Харвест. - М.: ACT, 2001, с. 539-542. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2595309C2 (en) * | 2011-04-28 | 2016-08-27 | Мбда Франс | Method for automatic control of homing head, installed on jet projectile, particularly on rocket |
| RU2546355C1 (en) * | 2014-05-13 | 2015-04-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Rocket-assisted projectile |
| RU2687694C1 (en) * | 2017-11-15 | 2019-05-15 | Федеральное государственное бюджетное военное образовательное учреждение высшего образования "Черноморское высшее военно-морское ордена Красной Звезды училище имени П.С. Нахимова" Министерства обороны Российской Федерации | Method of determining main flight characteristics of guided sea missiles |
| RU2723783C1 (en) * | 2019-08-07 | 2020-06-17 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of cruise missile homing |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2002116445A (en) | 2004-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2713546C2 (en) | Cruise missile and method of combat use thereof | |
| KR20010043490A (en) | An Armor Piercing Projectile | |
| RU2382326C2 (en) | Method of hitting surface ship by universal cruise missile with torpedo warhead | |
| RU2151370C1 (en) | Method for destruction of moving target by guided projectile with active guidance system and pre-acceleration engine | |
| RU2225975C1 (en) | Winged missile and method of its combat utilization ( variants ) | |
| US9121680B2 (en) | Air vehicle with control surfaces and vectored thrust | |
| RU2352892C2 (en) | Cruise missile | |
| RU2534476C1 (en) | Underwater target hitting method | |
| RU2622051C2 (en) | Cruise missile universal in score and engagement methods | |
| RU2544446C1 (en) | Rolling cruise missile | |
| RU25931U1 (en) | WINGED ROCKET | |
| RU2327949C1 (en) | Missile | |
| RU2735358C1 (en) | Underwater target destruction method | |
| RU2723783C1 (en) | Method of cruise missile homing | |
| US7503259B2 (en) | Anti-submarine warfare cluster munitions and cluster depth charges | |
| RU192693U1 (en) | WINGED ROCKET WITH PLANNING BATTLE ELEMENTS | |
| RU2559415C2 (en) | Anti-submarine equipment device | |
| Barrie | Trends in missile technologies | |
| Dobrzyński et al. | Flying means of attack of ships, possible to be used by a potential enemy—analysis of the threats for ships the Polish Navy | |
| JPH0457960B2 (en) | ||
| RU2776625C1 (en) | Method for destroying underwater target with torpedo | |
| RU2785316C1 (en) | Rocket-glider with gravity underwater projectile | |
| RU2814065C1 (en) | Two-system guided missile in transport and launch container | |
| RU221846U1 (en) | Two-system guided missile in a transport and launch container | |
| Ruhe | Smart Weapons |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160621 |